Павленко Виктор Федорович Корабельные самолеты -------------------------------------------------------------------------------- Издание: Павленко В. Ф. Корабельные самолеты. — М.: Воениздат, 1990. — 320 с. // ISBN 5—203—00279—7. Тираж 10000 экз. Цена 1 р. 30 к. Scan: Андрей Мятишкин (amyatishkin@mail.ru) Аннотация издательства: Книга посвящена новому виду авиации. В ней излагаются сведения по современным боевым кораблям; условия базирования на них современных самолетов; воздействие внешних потоков на самолеты в результате хода кораблей и ветра различных направлений; особенности вертикального взлета самолетов с кораблей и посадки на них; особенности работы силовых установок при корабельном базировании самолетов. Предназначена для инженерно-технического и летного состава авиации ВВС, ВМФ, курсантов и слушателей вузов МО, читателей, интересующихся развитием авиации. Книга в формате DjVu — 2345 кб Невыправленный текст в формате TXT — 593 кб ОГЛАВЛЕНИЕ Введение (стр. 3) Глава 1. Авианосцы. Авианесущие корабли (краткая характеристика) (стр. 10) 1.1. Авианосцы (стр. 10) 1.1.1. Технические средства обеспечения полетов самолетов на авианосцах (стр. 16) 1.1.2. Особенности боевого применения авианосцев (стр. 26) 1.2. Авианесущие корабли (стр. 31) Глава 2. Характеристики и особенности конструкции корабельных самолетов (стр. 40) 2.1. Внешние условия воздействия на летательный аппарат при движении авианосца, взлете и посадке его на палубу корабля (стр. 40) 2.2. Характеристики и особенности конструкции корабельных самолетов катапультного взлета и аэрофинишерной посадки (стр. 60) 2.3. Характеристики и особенности конструкции корабельных самолетов вертикального (короткого) взлета и посадки (стр. 136) Глава 3. Взлет корабельных самолетов с палубы корабля (стр. 165) 3.1. Катапультный взлет (стр. 165) 3.2. Взлет с коротким разбегом (стр. 181) 3.3. Трамплинный взлет (стр. 194) 3.3.1. Трамплинный взлет самолетов вертикального взлета и посадки (СВВП) (стр. 195) 3.3.2. Трамплинный взлет обычных самолетов (стр. 206) 3.4. Вертикальный взлет (стр. 226) 3.4.1. Подсасывающее действие выхлопных струй и определение его влияния на подъемную силу СВВП (стр. 227) 3.4.2. Взаимодействие выхлопных струй с внешним потоком и их попадание на вход в двигатели (стр. 242) Глава 4. Посадка корабельных самолетов на палубу корабля (стр. 259) 4.1. Аэрофинишерная посадка (стр. 295) 4.2. Вертикальная посадка (стр. 272) Глава 5. Особенности применения, эксплуатации и ремонта корабельных самолетов и вертолетов (стр. 300) 5.1. Особенности применения корабельных самолетов и вертолетов (стр. 300) 5.2. Организация и управление полетов палубных самолетов и вертолетов (стр. 303) 5.3. Обеспечение полетов палубных самолетов авиационной боевой частью (стр. 307) 5.4. Техническое обслуживание и ремонт самолетов на авианосцах (стр. 311) ВВЕДЕНИЕ Корабельная (или палубная) авиация состоит из корабельных самолетов и вертолетов различного целевого назначения. Корабельные самолеты — это самолеты, базирующиеся на кораблях и вспомогательных судах и осуществляющие взлет с палубы корабля и после выполнения задания — посадку на палубу корабля. Таким образом, корабль для этих самолетов служит аэродромом, перемещающимся со скоростью движения корабля, местом расположения самолетов, где производятся все виды подготовок и снаряжения, т. е. эксплуатации и ремонта самолетов. Корабельные самолеты предназначены для доставки техники и грузов на сушу, спасения терпящих бедствие на океанах и морях, разведки метеорологической обстановки, для военных целей — поражения воздушных, надводных, наземных объектов, поиска и уничтожения подводных лодок, высадки и поддержки десантов, перевозки военной техники и грузов, разведки и целеуказания, радиопротиводействия и др. Корабельный самолет появился благодаря успешным опытам полетов колесных самолетов с палуб кораблей в 1910—1911 гг. Первый успешный взлет самолета с палубы корабля выполнен 14.11 1910 г. американским летчиком Ю. Эли с крейсера «Бирмингем»; он же осуществил первую успешную посадку самолета на палубу крейсера «Пенсильвания» 18.1 1911 г. В этот же период создавались и гидросамолеты, приспособленные к взлету с палубы с помощью катапульты и осуществлявшие посадку на воду вблизи корабля с последующим подъемом их на палубу корабля. Во время первой мировой войны в русском и английском флотах успешно использовались такого типа гидросамолеты. В это время появились авиаматки, которые несли до 10 гидросамолетов. В 1930—1940 гг. на вооружение крейсеров советского и некоторых линкоров иностранных флотов поступили легкие гидросамолеты, предназначенные для разведки, корректировки артиллерийского огня, взлетавшие с палуб с помощью катапульт. С увеличением скорости полета самолетов и улучшением других летных характеристик оказалось, что колесные самолеты более эффективны. Они и были приспособлены для взлета с палуб специальных кораблей и посадки на палубу. Так появились авианосцы — надводные корабли, которые несут определенное количество самолетов различных типов и имеют катапульты для обеспечения взлета самолета и аэрофинишеры для посадки самолета на палубу. Авианосцы — основная ударная сила на море в обычных войнах и хорошо подготовленный резерв стратегических сил в ядерной войне. Они обладают мобильностью, разнообразными средствами вооружения, достаточно высокими боевой устойчивостью и автономностью. Все это и определяет их как единственную универсальную систему оружия на море, способную применяться в любой точке Мирового океана для поражения воздушных, надводных и подводных целей и нанесения ударов по береговым объектам. Наиболее мощным авианосным флотом среди капиталистических государств обладают Соединенные Штаты Америки. США приступили к строительству авианосцев после окончания первой мировой войны, поставив целью создание национального флота, не уступающего флотам любой другой державы. К началу второй мировой войны в США имелось пять авианосцев и два находились в постройке. В течение 1939—1945 гг. США завершили строительство 143 авианосцев: 28 тяжелых и легких, 115 эскортных (конвойных). Классификацией 1943 г. авианосцы делились на тяжелые — стандартным водоизмещением 20000 ... 45000 т, с 80 самолетами на борту и скоростью хода более 30 уз; легкие — стандартным водоизмещением 11000 ... 14500 т, с 45 ... 50 самолетами на борту и скоростью хода 32 уз; эскортные (конвойные) — стандартным водоизмещением 7800... 11400 т, с 20 ... 30 самолетами на борту и скоростью хода 16 ... 19 уз. В послевоенный период, когда появилось ядерное оружие и оказалось возможным применение палубных самолетов в качестве носителей этого оружия, все тяжелые авианосцы США были переклассифицированы в ударные, а немного позже часть из них — в противолодочные, учитывая возрастающую роль подводных лодок в боевых действиях на море. В этот период легкие и эскортные авианосцы США проданы другим странам, либо переоборудованы в вертолетоносные и вспомогательные, или исключены из состава флота. В этот период усиливается строительство наиболее современных многоцелевых авианосцев. Последние в зависимости от поставленных задач применяются в ударном, в ударно-противолодочном и противолодочном вариантах. Так, в 1952 г. заложен, а в 1955 г. введен в строй авианосец CV.59 «Форрестол» полным водоизмещением 78000 т. До 1959 г. введены в строй еще три авианосца этого типа. С 1961 по 1968 г. построены и введены в строй четыре новых авианосца типа «Китти Хок» полным водоизмещением 81000 т. В этот же период (1958—1961 гг.) создан первый атомный авианосец CVN.65 «Энтерпрайз». Применение и освоение атомных энергетических установок на флоте — это новый этап развития авианосных сил. Создание атомных авианосцев существенно повышает их боевые возможности, снижает расходы на их содержание и использование. По данным зарубежной печати, одна заправка активной зоны ядерных реакторов на авианосце с атомной энергетической установкой достаточна для ее работы в течение 13 лет и позволяет пройти авианосцу 1 млн миль. Кроме того, можно взять на борт такого авианосца авиационного топлива в 2 раза больше и на 50% больше боезапаса, чем на авианосец с обычной энергетической установкой. На основе опыта создания и применения атомного авианосца «Энтерпрайз» заложен и введен в строй новый базовый атомный авианосец CVN.68 «Честер У. Нимитц» полным водоизмещением 92000 т. Далее введены в строй этого же класса атомные авианосцы CVN.69, CVN.70 и CVN.71. Таким образом, в настоящее время в США имеются десять авианосцев с обычными энергетическими установками и пять с атомными энергетическими установками. Кроме того, в США разработана программа модернизации и расширенного капитального ремонта всех существующих авианосцев для увеличения их срока службы с 30 до 45—50 лет. Прошел ремонт авианосец CV.60 «Саратога». Затем будут модернизированы авианосцы CV.59, CV.61 и так далее. До 2000 г. планируется модернизировать все авианосцы типа «Китти Хок», а после 2005 г. и атомные авианосцы. Кроме авианосцев в составе ВМС США имеется 25 кораблей десантного назначения, имеющих авианосную архитектуру и полетную палубу, способных иметь на борту до 30 самолетов типа «Харриер» и вертолетов. На этих кораблях нет катапульт и аэрофинишеров. К таким кораблям относятся: 5 универсальных десантных кораблей типа «Тарава», 7 вертолетоносцев типа «Иводзима» и 15 десантно-вертолетных кораблей-доков. Многоцелевые авианосцы, судя по мнению зарубежных специалистов, имеют высокую эффективность и способны вести боевые действия различного характера и масштаба. Авианосцы способны перемещаться за сутки на расстояние 1100 ... 1200 км и наносить удары по морским и береговым целям в радиусе 1300 ... 1800 км. Наряду с этим им присущи такие недостатки, как уязвимость, высокая стоимость создания, содержания и эксплуатации. В связи с этим во всем мире изучаются возможности создания более экономичных средних авианосцев и авианесущих кораблей. В США имеются проекты таких кораблей — CVV (средний авианосец), SCS и VSS (авианесущие корабли или «мини-авианосцы»). В Англии построены авианесущие противолодочные корабли «Инвинсибл», «Иластриес» и в завершающей постройке находится «Арк Ройял» полным водоизмещением 19800 т, имеющие в носовой части трамплин для повышения боевой нагрузки самолетов вертикального взлета и посадки типа «Харриер» при коротком (трамплинном) взлете. Во Франции, Италии и Испании имеются и строятся единицы авианесущих кораблей. Корабельные самолеты по конструкции подобны сухопутным соответствующего назначения и типа, но имеют и существенные отличия. Основные особенности конструкции корабельных самолетов обусловлены требованиями совместимости с кораблем, на котором они базируются, взлета и посадки на палубу и размещением требуемого числа корабельных самолетов на корабле. Современные корабельные самолеты подразделяются по способу взлета с палубы корабля на самолеты: катапультного взлета, вертикального взлета и короткого или трамплинного взлета. Они подразделяются также по способу посадки: аэрофинишерная, вертикальная, короткая и др. Корабельные самолеты катапультного взлета осуществляют взлет с помощью паровой катапульты, которая обеспечивает на небольшой дистанции разгон самолета до требуемой скорости, а посадку — с помощью аэрофинишера, трос которого захватывает тормозной крюк (гак), укрепленный на самолете, и плавно тормозит самолет до полной остановки. У корабельного самолета, таким образом, появляется новый элемент конструкции — убирающийся в полете тормозной крюк (гак) и соответствующее усиление конструкции в месте его крепления к самолету, а также в местах зацепления самолета с челноком катапульты. Корабельные самолеты катапультного взлета должны обладать возможно меньшими взлетными и посадочными скоростями. Для этой цели у них меньшая удельная нагрузка на крыло на взлете и посадке, применяются более совершенные средства механизации крыла. Из-за возможности попадания пара из катапульты на вход в воздухозаборник принимаются специальные меры по обеспечению устойчивости работы силовой установки в этих условиях. Корабельные самолеты вертикального взлета осуществляют взлет и посадку за счет вертикальной составляющей тяги силовой установки, которая больше по величине силы тяжести самолета. Этому типу корабельных самолетов не требуется разгона по палубе, они осуществляют взлет с нулевой скоростью, а разгон и переход в горизонтальный полет обеспечиваются в воздухе после отрыва от палубы корабля. Основной конструктивной особенностью корабельных самолетов вертикального взлета и посадки (КСВВП) является применение двигателей, которые создают тягу как в горизонтальном направлении для обеспечения полета, так и в вертикальном — для обеспечения вертикального взлета и посадки. При этом тяга в вертикальном направлении должна быть больше силы тяжести самолета. На малых скоростях полета, когда аэродинамические силы малы или отсутствуют, для управления самолетом применяются энергетические системы управления в виде управляющих сопел на концах крыльев, в носу и в хвосте самолета с подачей сжатого воздуха (или газов) от двигателей для создания управляющих моментов. На взлете и посадке выхлопные газы из двигателей корабельного самолета ВВП действуют в направлении, перпендикулярном оси самолета или близком к нему. В результате газы высокой температуры с высокой скоростью натекают на палубу. Для защиты ее от разрушения применяются теплозащитные плиты. От попадания отраженных от палубы высокотемпературных газов на вход в двигатели предусматриваются конструктивные меры. Корабельные самолеты короткого или трамплинного взлета осуществляют взлет с разбегом на палубе и дальнейшим разгоном на воздушном участке после отрыва от палубы или от трамплина. Посадка этого типа самолетов на палубу осуществляется вертикальная, аэрофинишерная или с коротким пробегом. В качестве корабельных самолетов короткого или трамплинного взлета используются самолеты вертикального взлета и посадки для увеличения их грузоподъемности, самолеты с поворотом вектора тяги силовой установки на взлете с аэрофинишерной посадкой. Первые конструктивно подобны СВВП, а вторые — самолетам катапультного взлета и аэрофинишерной посадки. Все типы корабельных самолетов имеют складывающиеся консоли крыльев для уменьшения их размеров в целях размещения большего их количества на нижней палубе корабля, где они находятся в пришвартованном виде на переходах по морям и океанам. В период второй мировой войны корабельные самолеты — истребители, торпедоносцы, бомбардировщики были с поршневыми двигателями. Их максимальная скорость полета 500.. .700 км/ч, практический потолок 7.. .12 км, дальность полета до 2000 км. В послевоенный период появились реактивные корабельные самолеты: истребители, штурмовики, бомбардировщики, противолодочные, радиолокационного дозора, радиопротиводействия. Их максимальная скорость полета 800.. .2500 км/ч, практический потолок 7. . .22 км, дальность полета до 5500 км. Корабельные вертолеты по принципу работы и внешнему облику подобны соответствующим вертолетам сухопутного базирования. В зависимости от назначения в корабельных вертолетах размещается различное оборудование, которое и оказывает основное влияние на их конструкцию. На корабельных вертолетах складываются лопасти несущего винта для уменьшения размеров его при нахождении на нижней палубе. Имеются швартовочные узлы. Приняты конструктивные меры для повышения прочности шасси для выдерживания нагрузок при посадке на качающуюся палубу, а также меры для уменьшения проскальзывания при посадке и стоянке на качающейся палубе. Советский народ и правительство проводят мирную политику, идут в авангарде борьбы за мир. XXVII съезд КПСС сформулировал программу мира, целый комплекс мер, направленных на оздоровление международной обстановки. Исключительно важными инициативами являются программа, выдвинутая СССР и поддержанная странами Варшавского Договора, о ликвидации ядерного оружия до 2000 г., о моратории на испытания ядерного оружия, принятие оборонительной доктрины Вооруженных Сил и др. В современных условиях КПСС и Советское правительство принимают меры по обеспечению обороноспособности страны. Делается много для развития и совершенствования боевой техники, в том числе корабельной авиации. В,Ф. ПАВЛЕНКО Москва Военное издательство 1990 Юкр. дом офицеров УрВО! I "АБОНЕМЕНТ ББК 68.66 П12 Рецензент профессор, доктор технических наук генерал-майор авиации Г. Н. Котельников Редактор Л. М. Фролов Павленко В. Ф. П12 Корабельные самолеты. — М.: Воениздат, 1990. — 320 с. ISBN 5—203—00279—7. Книга посвящена новому виду авиации. В ней излагаются сведения по современным боевым кораблям; условия базирова- ния на них современных самолетов; воздействие внешних пото- ков на самолеты в результате хода кораблей и ветра различных направлений; особенности вертикального взлета самолетов с ко- раблей и посадки на них; особенности работы силовых устано- вок при корабельном базировании самолетов. Предназначена для инженерно-технического и летного состава авиации ВВС, ВМФ, курсантов и слушателей вузов МО, читателей, интересую- щихся развитием авиации. 1305040000—162 П -------------------------66—90 ББК 68.66 068(02)—90 Производственное издание Павленко Виктор Федорович КОРАБЕЛЬНЫЕ САМОЛЕТЫ Художник Н. Т. Катеруша Художественный редактор А. Я. Салтанов Технический редактор М. В. Федорова Корректор С. А. Терентьева ИБ № 2974 Сдано в набор 02.10.89. Подписано в печать 29.03.90. Г-41548. Формат 84x108/32. Бумага тип. № 1. Гарн. литературная. Печать высокая. Печ. л. 10. Усл. печ. л. 16,8. Усл. кр.-отт. 17,64. Уч.-изд. л. 17,92. Изд. № 7/1854. Тираж 10000 экз. Цена 1 р. 30 к. Зак. 869. Воениздат, 103160, Москва, К-160. 1-я типография Воениздата. 103006, Москва, К-6, проезд Скворцова-Степанова, дом 3. ISBN 5—203—00279—7 © В. Ф. Павленко, 1990, ВВЕДЕНИЕ Корабельная (или палубная) авиация состоит из кора- бельных самолетов и вертолетов различного целевого на- значения. Корабельные самолеты — это самолеты, базирующие- ся на кораблях и вспомогательных судах и осуществляю- щие взлет с палубы корабля и после выполнения задания— посадку на палубу корабля. Таким образом, корабль для этих самолетов служит аэродромом, перемещающимся со скоростью движения корабля, местом расположения само- летов, где производятся все виды подготовок и снаряже- ния, т. е. эксплуатации и ремонта самолетов. Корабельные самолеты предназначены для доставки техники и грузов на сушу, спасения терпящих бедствие на океанах и морях, разведки метеорологической обстановки, для военных целей — поражения воздушных, надводных, наземных объектов, поиска и уничтожения подводных ло- док, высадки и поддержки десантов, перевозки военной техники и грузов, разведки и целеуказания, радиопротиво- действия и др. Корабельный самолет появился благодаря успешным опытам полетов колесных самолетов с палуб кораблей в 1910—1911 гг. Первый успешный взлет самолета с палубы корабля выполнен 14.11 1910 г. американским летчиком Ю. Эли с крейсера «Бирмингем»; он же осуществил пер- вую успешную посадку самолета на палубу крейсера «Пен- сильвания» 18.1 1911 г. В этот же период создавались и гидросамолеты, приспособленные к взлету с палубы с по- мощью катапульты и осуществлявшие посадку на воду вблизи корабля с последующим подъемом их на палубу корабля. Во время первой мировой войны в русском и английском флотах успешно использовались такого типа гидросамолеты. В это время появились авиаматки, кото- рые несли до 10 гидросамолетов. В 1930—1940 гг. на воору- жение крейсеров советского и некоторых линкоров ино- странных флотов поступили легкие гидросамолеты, пред- назначенные для разведки, корректировки артиллерийско- го огня, взлетавшие с палуб с помощью катапульт. С увеличением скорости полета самолетов и улучшени- ем других летных характеристик оказалось, что колесные самолеты более эффективны. Они и были приспособлены для взлета с палуб специальных кораблей и посадки на палубу. Так появились авианосцы — надводные корабли, которые несут определенное количество самолетов различ- ных типов и имеют катапульты для обеспечения взлета са- молета и аэрофинишеры для посадки самолета на палубу. Авианосцы — основная ударная сила на море в обыч- ных войнах и хорошо подготовленный резерв стратегиче- ских сил в ядерной войне. Они обладают мобильностью, разнообразными средствами вооружения, достаточно вы- сокими боевой устойчивостью и автономностью. Все это и определяет их как единственную универсальную систему оружия на море, способную применяться в любой точке Мирового океана для поражения воздушных, надводных и подводных целей и нанесения ударов по береговым объек- там. Наиболее мощным авианосным флотом среди капита- листических государств обладают Соединенные Штаты Америки. США приступили к строительству авианосцев после окончания первой мировой войны, поставив целью создание национального флота, не уступающего флотам любой другой державы. К началу второй мировой войны в США имелось пять авианосцев и два находились в пост- ройке. В течение 1939—1945 гг. США завершили строи- тельство 143 авианосцев: 28 тяжелых и легких, 115 эскортных (конвойных). Классификацией 1943 г. авианосцы делились на тяжелые — стандартным водоизмещением 20000 ... 45000 т, с 80 самолетами на борту и скоростью хода более 30 уз; легкие — стандартным водоизмещением 11000 ... 14500 т, с 45 ... 50 самолетами на борту и скоро- стью хода 32 уз; эскортные (конвойные) — стандартным водоизмещением 7800... 11400 т, с 20 ... 30 самолетами на борту и скоростью хода 16 ... 19 уз. В послевоенный период, когда появилось ядерное ору- жие и оказалось возможным применение палубных самоле- тов в качестве носителей этого оружия, все тяжелые авиа- носцы США были переклассифицированы в ударные, а не- много позже часть из них — в противолодочные, учитывая возрастающую роль подводных лодок в боевых действиях на море. В этот период легкие и эскортные авианосцы США проданы другим странам, либо переоборудованы в вертолетоносные и вспомогательные, или исключены из состава флота. В этот период усиливается строительство наиболее сов- ременных многоцелевых авианосцев. Последние в зависи- мости от поставленных задач применяются в ударном, в ударно-противолодочном и противолодочном вариантах. Так, в 1952 г. заложен, а в 1955 г. введен в строй авианосец CV.59 «Форрестол» полным водоизмещением 78000 т. До 1959 г. введены в строй еще три авианосца этого типа. С 1961 по 1968 г. построены и введены в строй четыре новых авианосца типа «Китти Хок» полным водоизмещением 81000 т. В этот же период (1958—1961 гг.) создан первый атомный авианосец CVN.65 «Энтерпрайз». Применение и освоение атомных энергетических устано- вок на флоте — это новый этап развития авианосных сил. Создание атомных авианосцев существенно повышает их боевые возможности, снижает расходы на их содержание и использование. По данным зарубежной печати, одна за- правка активной зоны ядерных реакторов на авианосце с атомной энергетической установкой достаточна для ее ра- боты в течение 13 лет и позволяет пройти авианосцу 1 млн миль. Кроме того, можно взять на борт такого авианосца авиационного топлива в 2 раза больше и на 50% больше боезапаса, чем на авианосец с обычной энергетической ус- тановкой. На основе опыта создания и применения атомного авиа- носца «Энтерпрайз» заложен и введен в строй новый базо- вый атомный авианосец CVN.68 «Честер У. Нимитц» пол- ным водоизмещением 92000 т. Далее введены в строй это- го же класса атомные авианосцы CVN.69, CVN.70 и CVN.71. Таким образом, в настоящее время в США имеются де- сять авианосцев с обычными энергетическими установками и пять с атомными энергетическими установками. Кроме того, в США разработана программа модернизации и рас- ширенного капитального ремонта всех существующих авиа- носцев для увеличения их срока службы с 30 до 45—50 лет. Прошел ремонт авианосец CV.60 «Саратога». Затем будут модернизированы авианосцы CV.59, CV.61 и так далее. До 2000 г. планируется модернизировать все авианосцы типа «Китти Хок», а после 2005 г. и атомные авианосцы. Кроме авианосцев в составе ВМС США имеется 25 ко- раблей десантного назначения, имеющих авианосную ар- хитектуру и полетную палубу, способных иметь на борту до 30 самолетов типа «Харриер» и вертолетов. На этих ко- 5 раблях нет катапульт и аэрофинишеров. К таким кораблям относятся: 5 универсальных десантных кораблей типа «Тарава», 7 вертолетоносцев типа «Иводзима» и 15 десантно-вертолетных кораблей-доков. Многоцелевые авианосцы, судя по мнению зарубежных специалистов, имеют высокую эффективность и способны вести боевые действия различного характера и масшта- ба. Авианосцы способны перемещаться за сутки на рас- стояние 1100 ... 1200 км и наносить удары по морским и бе- реговым целям в радиусе 1300 ... 1800 км. Наряду с этим им присущи такие недостатки, как уязвимость, высокая стоимость создания, содержания и эксплуатации. В связи с этим во всем мире изучаются возможности создания более экономичных средних авианосцев и авиа- несущих кораблей. В США имеются проекты таких кораб- лей — CVV (средний авианосец), SCS и VSS (авианесу- щие корабли или «мини-авианосцы»). В Англии построены авианесущие противолодочные ко- рабли «Инвинсибл», «Иластриес» и в завершающей пост- ройке находится «Арк Ройял» полным водоизмещением 19800 т, имеющие в носовой части трамплин для повыше- ния боевой нагрузки самолетов вертикального взлета и по- садки типа «Харриер» при коротком (трамплинном) взлете. Во Франции, Италии и Испании имеются и строятся единицы авианесущих кораблей. Корабельные самолеты по конструкции подобны сухо- путным соответствующего назначения и типа, но имеют и существенные отличия. Основные особенности конструкции корабельных самолетов обусловлены требованиями совме- стимости с кораблем, на котором они базируются, взлета и посадки на палубу и размещением требуемого числа ко- рабельных самолетов на корабле. Современные корабельные самолеты подразделяются по способу взлета с палубы корабля на самолеты: ката- пультного взлета, вертикального взлета и короткого или трамплинного взлета. Они подразделяются также по спо- собу посадки: аэрофинишерная, вертикальная, короткая и др. Корабельные самолеты катапультного взлета осущест- вляют взлет с помощью паровой катапульты, которая обес- печивает на небольшой дистанции разгон самолета до тре- буемой скорости, а посадку — с помощью аэрофинишера, трос которого захватывает тормозной крюк (гак), укреп- ленный на самолете, и плавно тормозит самолет до пол- ной остановки. У корабельного самолета, таким образом, появляется новый элемент конструкции — убирающийся в полете тормозной крюк (гак) и соответствующее усиление конструкции в месте его крепления к самолету, а также в местах зацепления самолета с челноком катапульты. Ко- рабельные самолеты катапультного взлета должны обла- дать возможно меньшими взлетными и посадочными ско- ростями. Для этой цели у них меньшая удельная нагрузка на крыло на взлете и посадке, применяются более совер- шенные средства механизации крыла. Из-за возможности попадания пара из катапульты на вход в воздухозаборник принимаются специальные меры по обеспечению устойчи- вости работы силовой установки в этих условиях. Корабельные самолеты вертикального взлета осуществляют взлет и посадку за счет вертикаль- ной составляющей тяги силовой установки, которая больше по величине силы тяжести самолета. Этому типу корабель- ных самолетов не требуется разгона по палубе, они осу- ществляют взлет с нулевой скоростью, а разгон и переход в горизонтальный полет обеспечиваются в воздухе после отрыва от палубы корабля. Основной конструктивной особенностью корабельных самолетов вертикального взлета и посадки (КСВВП) яв- ляется применение двигателей, которые создают тягу как в горизонтальном направлении для обеспечения полета, так и в вертикальном — для обеспечения вертикального взлета и посадки. При этом тяга в вертикальном направлении должна быть больше силы тяжести самолета. На малых скоростях полета, когда аэродинамические силы малы или отсутствуют, для управления самолетом применяются энергетические системы управления в виде управляющих сопел на концах крыльев, в носу и в хвосте самолета с подачей сжатого воздуха (или газов) от дви- гателей для создания управляющих моментов. На взлете и посадке выхлопные газы из двигателей ко- рабельного самолета ВВП действуют в направлении, пер- пендикулярном оси самолета или близком к нему. В ре- зультате газы высокой температуры с высокой скоростью натекают на палубу. Для защиты ее от разрушения приме- няются теплозащитные плиты. От попадания отраженных от палубы высокотемпературных газов на вход в двигате- ли предусматриваются конструктивные меры. Корабельные самолеты короткого или трамплинного взлета осуществляют взлет с разбе- гом на палубе и дальнейшим разгоном на воздушном уча- стке после отрыва от палубы или от трамплина. Посадка 7 этого типа самолетов на палубу осуществляется вертикаль- ная, аэрофинишерная или с коротким пробегом. В качестве корабельных самолетов короткого или трам- плинного взлета используются самолеты вертикального взлета и посадки для увеличения их грузоподъемности, са- молеты с поворотом вектора тяги силовой установки на взлете с аэрофинишерной посадкой. Первые конструктив- но подобны СВВП, а вторые — самолетам катапультного взлета и аэрофинишерной посадки. Все типы корабельных самолетов имеют складывающи- еся консоли крыльев для уменьшения их размеров в целях размещения большего их количества на нижней палубе ко- рабля, где они находятся в пришвартованном виде на пе- реходах по морям и океанам. В период второй мировой войны корабельные самоле- ты — истребители, торпедоносцы, бомбардировщики были с поршневыми двигателями. Их максимальная скорость по- лета 500.. .700 км/ч, практический потолок 7.. .12 км, даль- ность полета до 2000 км. В послевоенный период появились реактивные кора- бельные самолеты: истребители, штурмовики, бомбардиров- щики, противолодочные, радиолокационного дозора, ра- диопротиводействия. Их максимальная скорость полета 800.. .2500 км/ч, практический потолок 7. . .22 км, дальность полета до 5500 км. Корабельные вертолеты по принципу работы и внешне- му облику подобны соответствующим вертолетам сухопут- ного базирования. В зависимости от назначения в кора- бельных вертолетах размещается различное оборудование, которое и оказывает основное влияние на их конструкцию. На корабельных вертолетах складываются лопасти несу- щего винта для уменьшения размеров его при нахождении на нижней палубе. Имеются швартовочные узлы. Приняты конструктивные меры для повышения прочности шасси для выдерживания нагрузок при посадке на качающуюся палу- бу, а также меры для уменьшения проскальзывания при посадке и стоянке на качающейся палубе. Советский народ и правительство проводят мирную политику, идут в авангарде борьбы за мир. XXVII съезд КПСС сформулировал программу мира, целый комплекс мер, направленных на оздоровление международной обста- новки. Исключительно важными инициативами являются программа, выдвинутая СССР и поддержанная странами Варшавского Договора, о ликвидации ядерного оружия до 8 2000 г., о моратории на испытания ядерного оружия, при- нятие оборонительной доктрины Вооруженных Сил и др. В современных условиях КПСС и Советское прави- тельство принимают меры по обеспечению обороноспособ- ности страны. Делается много для развития и совершенст- вования боевой техники, в том числе корабельной авиации. Г л а в а 1 АВИАНОСЦЫ. АВИАНЕСУЩИЕ КОРАБЛИ (краткая характеристика) 1.1. АВИАНОСЦЫ Современный авианосец — это плавучий аэродром с ба- зированием на нем 80. ..100 палубных самолетов и верто- летов различных типов и назначений, со всеми средства- ми обеспечения их боевых действий в течение длительного времени. Из иностранных авианосцев наиболее современными являются четыре типа: «Мидуэй», «Форрестол», «Китти Хок» с обычными двигателями энергетической установки и «Честер У. Нимитц» с атомной энергетической установкой. Различные типы авианосцев отличаются друг от друга водоизмещением, конфигурацией и размерениями, числом базирующихся самолетов, типом и мощностью энергетиче- ских установок, числом и типом катапульт и аэрофинише- ров, числом и местом расположения самолетоподъемников и др. Это обусловлено разным периодом их создания и их разными боевыми возможностями. Авианосцы типа «Мидуэй» созданы в период 1945— 1947 гг., прошли модернизацию в период 1953—1967 гг. и имеют полное водоизмещение 64000 т. На авианосце этого типа базируется до 70 самолетов. Максимальная скорость хода 32 уз, дальность плавания 8000 миль при скорости хода 20 уз. Применена котлотурбинная энергетическая ус- тановка из четырех двигателей общей мощностью 156000 кВт. На рис. 1.1 представлена компоновка авиа- носца «Корал Си» (типа «Мидуэй»). Характерной особен- ностью является применение трех самолетоподъемников: одного по левому борту (1) и двух по правому борту (5, 7), применение трех паровых катапульт: двух в носовой части (3, 4) и одной на угловой палубе (2). На этого типа авианосцах применены катапульты типа С-11-1 с длиной 10 хода челнока 67 м и энергией 51,8- 106 Дж, что обеспечи- вает разгон палубного самолета максимальной массой 25000 кг до скорости 230 км/ч. Для посадки самолетов применен аэрофинишер 8 типа Мк 7—2 энергоемкостью 53,0-106 Дж с четырьмя тормозными тросами. Допусти- мая посадочная скорость самолета равна 210 км/ч при мас- се 30000 кг или 273 км/ч при массе 18700 кг. д 7 / . а . •. \ „ .• • \ , ; . б- Рис. 1.1. Компоновка авианосца «Корал Си» (типа «Мидуэй»): 1, 5, 7 — самолетоподъемники; 2 — паровая катапульта на угловой палубе- 3 4 — паровые катапульты в носовой части авианосца; 6 — надстройка; 8 — аэро- финишер Для посадки самолетов имеется угловая полетная па- луба длиной 210 м, шириной 27 м в носовой и 36 м в кор- мовой части. Угол отклонения полетной палубы по отно- шению к оси авианосца составляет 10,5°. Наибольшая дли- на авианосца равна 298 м, а ширина полетной палубы — 72 м. Высота борта до полетной палубы 26,5 м, осадка наи- большая составляет 11 м. Для размещения самолетов на авианосце предусмот- рен ангар длиной 245 м, шириной 30 м и высотой 7,8 м. По сторонам ангара расположены различные мастерские для обслуживания и ремонта самолетов, двигателей, вооруже- ния и оборудования. По правому борту расположена надстройка 6. Ее ста- раются сделать минимальной по размерам для меньшего расходования поверхности палубы и уменьшения ее влия- ния на посадку самолетов. 11 На авианосце базируется крыло боевых самолетов, сос- тоящее из отряда тяжелых палубных штурмовиков-развед- чиков, двух-трех эскадрилий штурмовиков, двух эскадри- лий истребителей, отряда противолодочных самолетов, от- ряда противолодочных вертолетов, отрядов или одиночных самолетов радиотехнической разведки и радиоэлектронной борьбы, дальнего радиолокационного обнаружения и за- правщиков. Для боевого применения авианосец оборудован боевой информационно-управляющей системой (БИУС). Для обе- спечения безопасной посадки самолетов на авианосце име- ются светотехническая система, которая обеспечивает по- садку самолетов в простых метеорологических условиях, и система автоматической посадки в сложных метеорологи- ческих условиях. Авианосцы типа «Форрестол» созданы в 1955— 1959 гг. и прошли модернизацию в конце семидесятых — первую половину восьмидесятых годов, полное водоизме- щение— 78000 т. На авианосце может базироваться до 85 самолетов. Он имеет мощность энергетической уста- новки 199000 кВт и максимальную скорость хода 33 уз. Размерение их также выше по сравнению с авианос- цами типа «Мидуэй»: наибольшая длина 317 м, ширина полетной палубы 77 м и высота борта 29,67 м. На этого типа авианосцах изменены конфигурация и компоновка самолетоподъемников (рис. 1.2). Один само- летоподъемник 3 расположен по левому борту, а три са- молетоподъемника 6, 8, 9 — по правому борту (один 6 — впереди надстройки 7, а два других 8, 9 — сзади надстрой- ки). Характерной особенностью авианосца является приме- нение четырех паровых катапульт, две из них расположены в носовой части корабля (4, 5), а две — вдоль угловой по- садочной полосы (/, 2), причем катапульты в носовой час- ти С-7 имеют большую энергоемкость по сравнению с С-11-1. Их энергоемкость составляет 79- 106Дж, что обес- печивает разгон самолетов массой 35000 кг до скорости 240 км/ч. Катапульты 1 и 2 той же модификации и имеют те же характеристики, что и катапульты на авианосцах ти- па «Мидуэй», а аэрофинишер 10 другой модификации Мк7—3 с энергоемкостью 65,4-106Дж. Он обеспечивает посадку самолетов массой 23000 кг с посадочной скоро- стью 273 км/ч. На авианосце этого типа имеются 5880 т авиационного топлива и 1600 т боеприпасов. Экипаж 4940 человек, из них 2150 человек летно-технического состава. 12 ; Л'" Авианосцы типа «Китти X о к» созданы в период 1961 — 1968 гг. Это наиболее современные авианосцы с кот- лотурбинными энергетическими установками. Полное водо- измещение авианосца этого типа составляет 81000 т. На авианосце базируется до 90 самолетов. Размерения авиа- носца близки к размерениям авианосца типа «Форрестол», 2 У* ю ч-х п^^Г^Г^/ 8 76 Рис. 1.2. Компоновка авианосца типа «Форрестол»: 1245- паровые катапульты; 3, 6, 8, 9 - самолетоподъемники; 7 - надстрой- ' ' ' Ка; 10 — аэрофинишер лишь увеличена длина угловой палубы на 10 м — до 220м. Изменена компоновка четырех самолетоподъемников (рис. 1 3)' один / — по левому борту и три 6, 7, Р —по правому. Самолетоподъемник 1 левого борта расположен вне поса- дочной полосы сзади катапульт в отличие от самолетоподъ- емника левого борта авианосцев типа «Форрестол», у кото- рых он размещался в передней части на посадочной поло- се впереди катапульт. Два самолетоподъемника 6 и 7 пра- вого борта расположены впереди надстройки 8 и один У — сзади Такая компоновка самолетоподъемников более предпочтительна с точки зрения оперативности доставки самолетов на полетную палубу в процессе боевого приме- нения самолетов. Энергетическая котлотурбинная установка авианосца этого типа имеет мощность 206000 кВт. Максимальная ско- рость хода равна 30 уз. 13 На авианосце типа «Китти Хок» применены четыре бо- лее мощные катапульты типа С-13 и С-13-1 с энергией 89,6 • 106... 97,5 • 106 Дж, обеспечивающие разгон самолетов массой 37 000... 40 000 кг до скорости 300 км/ч. Аэрофи- нишер с четырьмя тормозными тросами таких же типа и энергоемкости, что и на авианосце типа «Форрестол». ю 8 6 Рис. 1.3. Компоновка авианосца типа «Китти Хок»: 1 — самолетоподъемник левого борта; 2, 3, 4, 5 — паровые катапульты; б, 7,9 — самолетоподъемники правого борта; 8 — надстройка; 10 — аэрофинишер Авианосец типа «Китти Хок» имеет массу авиационного топлива 5880 т и массу боеприпасов 1650. . .2000 т. Экипаж 5600 человек, из них 2500 человек летно-технического сос- тава. Авианосец вооружен 90 самолетами, тремя установками зенитных управляемых ракет «Си Спарроу», тремя 20-мм зенитными артиллерийскими комплексами «Вулкан-Фа- ланкс», тремя 20-мм артиллерийскими установками Мк68. Он оснащен боевой информационно-управляющей системой NTDS, радионавигационной системой ТАКАН, радиолока- ционной станцией обнаружения низколетящих целей, дву- мя радиолокационными станциями обнаружения воздушных целей, навигационной радиолокационной станцией, тремя пусковыми установками системы постановки пассивных помех и системой спутниковой связи. Первым атомным авианосцем США является авианосец «Энтерпрайз» со структурой полетной палубы, компонов- 14 кой самолетоподъемников, типом и энергетическими харак- теристиками катапульт и аэрофинишера такими же, что и у авианосцев типа «Китти Хок». В дальнейшем заложены и построены атомные авианосцы типа «Честер У. Нимитц». Авианосцы типа «Честер У. Нимитц» начали строить в конце 60-х годов и строят до настоящего време- ни. Это наиболее мощные из всех авианосцев капиталисти- ческих стран. Авианосец этого типа имеет полное водоиз- мещение 92000 т. Длина корабля равна 333 м, ширина — 40,8 м, ширина полетной палубы — 76,8 м. А s. Рис. 1.4. Компоновка авианосца типа «Честер У. Нимитц»: / — самолетоподъемник левого борта; 2, 3, 4, 5 — паровые катапульты; 6, 7,9 самолетоподъемники правого борта; 8 — надстройка; 10 — аэрофинишер Мощность атомной энергетической установки — 191 000 кВт, что обеспечивает максимальную скорость хо- да 30 уз. Конфигурация авианосца и компоновка самоле- топодъемников, катапульт и аэрофинишера такие же, что и у авианосцев типа «Китти Хок» (рис. 1.4). На авианосце этого типа применяются четыре катапульты типа С-13-1 и аэрофинишер типа Мк 7—3. Катапульты С-13-1 способны обеспечить самолету ускорение 5g, обеспечить разгон са- молета массой 40000 кг до скорости 300 км/ч. Это позво- ляет самолетам взлетать на ходу авианосца при любых направлениях и скоростях ветра. Мореходные качества атомных авианосцев позволяют 15 осуществлять боевое применение самолетов при волнении моря до 7 баллов. 'На атомных авианосцах типа «Честер У. Нимитц» бази- руется авиационное крыло самолетов и вертолетов. Состав крыла зависит от выполняемых задач. Однако типовой сос- тав включает: отряд тяжелых палубных штурмовиков-раз- ведчиков RA-5C «Виджилент» из трех-четырех самолетов, две-три эскадрильи штурмовиков А-7 «Корсар-2» из 12— 14 самолетов каждая, эскадрилью штурмовиков А-6А «Инт- рудер» из 12 самолетов, две эскадрильи истребителей F-14 «Томкэт» из 12 самолетов каждая, отряд или эскадрилью противолодочных самолетов S-2 «Треккер» и S-3A «Ви- кинг» из четырех—десяти самолетов, отряд или эскадрилью противолодочных вертолетов SH-3 «Си Кинг» и S-3 «Сис- прайт» из четырех'—восьми вертолетов, отряд самолетов радиотехнической разведки и РЭБ ЕА-6В «Проулер» из четырех самолетов, отряд самолетов дальнего радиолока- ционного дозора Е-2В «Хокай» из трех-четырех самолетов и отряд самолетов-заправщиков КА-б «Интрудер» из четы- рех — шести самолетов. Атомные авианосцы типа «Честер У. Нимитц» оснаще- ны зенитными ракетными комплексами, артиллерийскими зенитными комплексами, боевой информационно-управля- ющей системой, радионавигационной системой, радиолока- ционными станциями, системами постановки помех и сис- темой спутниковой связи. 1.1.1. Технические средства обеспечения полетов самолетов на авианосцах Взлет и посадка современных боевых самолетов на авианосцах возможны только с помощью специальных устройств — катапульт для разгона самолетов и аэрофи- нишеров — для торможения и полной остановки самоле- тов. Для выполнения полетов самолетов, управления ими, а затем посадки необходим целый комплекс радиотехниче- ских, светотехнических средств. Перемещение большого числа самолетов на авианосце в ангаре, на полетной палу- бе требует наличия большого числа технических средств, они необходимы также для обеспечения противопожарной безопасности, для снаряжения самолетов вооружением, топливом, смазочными материалами, жидкостями и га- зами. Наиболее важными техническими средствами обеспече- ния полетов палубных самолетов на авианосцах являются: катапульты, отражатели реактивных струй авиационных 16 двигателей самолетов, аэрофинишер, аварийный барьер, светотехническая система посадки и автоматическая сис- тема посадки, система телевизионного контроля посадки, противопожарное оборудование и подвижные технические средства обеспечения. Катапульты. Современные авианосцы, как показа- но выше, оснащены четырьмя паровыми катапультами. Ка- тапульты при длине трека 94,5 м и длине хода челнока 77 м способны разогнать самолет типа F-14A «Томкэт» массой 33000 кг до скорости 260 ... 300 км/ч за 2 ... 2,5 с. Катапульта представляет собой устройство, состоящее из двух параллельно расположенных цилиндров с поршня- ми, которые скреплены между собой соединительным эле- ментом с так называемым челноком (рис. 1.5). Пар давле- нием до 8000 кПа воздействует на оба поршня (масса каж- дого 2722 кг, диаметр 46 см), перемещая их внутри цилин- Ч? -в: зг^ <ш ту а~- Ё / L_j-fJV—-V ЕЭ ______ _ _о а б \ 5 / Щ:::?$.:'№- *&*й \ • =Ц у 8-ЪН> •Ж*У?. • \ 4- • 7 \ . 8 \ ^~~~^/---ш^~~Ш Ь____J 7/ в Рис. 1.5. Особенности конструкции паровой катапульты: а — стартовое положение самолета; б — разгон самолета; в — сход самолета с катапульты; 1 — задержник; 2 — челнок; 3 — трек катапульты; 4 — цилиндр катапульты; 5 — поршень; 5 — захват; 7 — механизм натяжения; 8 — плунжер торможения поршня; 9 — гидротормозная часть катапульты; 10 — вода; 11 — устройство возврата поршней 2 Зак. 869 [Окр. дом офицеров У рВО| АБОНЕМЕНТ 4*J/?-3.'> 17 дров, находящихся под полетной палубой. Цилиндры за- крыты двумя съемными секциями настила палубы, имею- щими прорезь, в которой движется упомянутый челнок. Его верхняя часть находится над полетной палубой, к ней крепится буксирный трос или непосредственно носовая стойка шасси самолета. Цилиндры собраны из скрепленных болтами секций (длиной 3,6 м), изготовленных из высококачественной не- ржавеющей стали. Прорезь по всей длине стенок цилинд- ров для свободного прохода соединительного элемента двух поршней герметизируется специальной гибкой поло- сой, крепко удерживаемой снизу пружинами. При проходе поршней полоса отжимается вниз специальным кулачком, закрывая вновь прорезь после прохода поршней и не давая пару выходить наружу. Массивный челнок, соединенный с поршнями, имеет свободный ход по катапультному треку, в конце которого на участке в 1,5 м они затормаживаются гидротормозным устройством, представляющим собой конусообразный плунжер. Под палубой он прикреплен к соединительному элементу поршней и в конце их хода входит в специаль- ный цилиндр, наполненный водой. В результате сжатия и перемещения воды через профилированные отверстия в плунжере все подвижные элементы тормозятся до полной остановки. Оба рабочих цилиндра и тормозное устройство ката- пульты расположены под полетной палубой в специальном желобе размером 1,2x1,3 м. Пар вырабатывается в паро- вых котлах авианосца и поступает в паровой коллектор через систему паропроводов диаметром 20 см. Перед взлетом самолет стоит на катапульте, центри- руется на ней и крепится к челноку бриделем, изготовлен- ным из стального троса. Для предотвращения преждевре- менного движения самолета под воздействием тяги собст- венных двигателей он крепится к так называемому задерж- нику на полетной палубе с помощью калиброванного кольца, которое разрывается с началом движения челнока ка- тапульты. Энергия катапульты может регулироваться в за- висимости от взлетной массы самолета, необходимой ко- нечной скорости и других условий взлета. Конечная ско- рость разгона, которая зависит от ограничений по прочно- сти конструкций самолета и допустимых перегрузок для летного состава, должна быть равна минимальной скорости отрыва данного самолета, а в целях безопасности даже превышать ее на 10—15%. 18 После взлета самолета с помощью катапульты ее чел- нок возвращается в исходное положение. Для этого ис- пользуется устройство, состоящее из захвата, приводимого в движение посредством полиспастной системы. Отражатели реактивных струй авиационных двигателей. После установки самолета на катапульту по- зади него поднимаются отражатели реактивной струи. Это Рис. 1.6. Внешний вид отражателя реактивных струй самолета на авиа- носце панели из алюминиевого сплава (ширина 10,8 м, высота 4,2 м), охлаждаемые забортной водой и выдерживающие температуру свыше 1260° С (рис. 1.6). Отклонение реактив- ной струи необходимо, чтобы не было помпажа компрессо- ра или непроизвольной остановки двигателя позади стоя- щего самолета, а также случаев разрушения обтекателей антенн самолетов, ожидающих очереди для постановки на катапульту. Кроме того, это делается в целях предотвра- щения воспламенения взрывчатых веществ или двигате- лей твердотопливных ракет стоящих сзади самолетов и за- щиты личного состава, находящегося на полетной палубе. Перед отражателями реактивной струи в палубе рас- полагаются панели, охлаждаемые водой, что обеспечивает нормальную температуру при работе людей в районе ката- пульты. 2* 19> / Аэрофинишер — основное средство торможения са- молетов на палубе при посадке. Он представляет собой стальные тросы (диаметр 35 мм, длина до 36 м), натяну- тые поперек посадочной полосы полетной палубы в райо- не касания ее самолетами. Рис. 1.7. Схема работы аэрофинишера: / — приемный трос; 2 — тросоподъемники; 3 — поршень аккумулятора; 4 — ак- кумулятор; 5 — воздушный баллон аккумулятора; 6 — трос; 7 — подвижная •блочная обойма; 8 — плунжер; 9 — цилиндр; 10 — неподвижная блочная обойма Каждый авианосец имеет четыре таких троса, припод- нятых над палубой на высоту 10—15 см. Они соединяются муфтами с подпалубными тросами длиной около 600 м и через систему шкивов уходят вниз, где размещены двига- тели аэрофинишеров и гидравлические амортизаторы. Дви- гатели наматывают тросы на барабаны, создавая необхо- димое натяжение в зависимости от посадочного веса и ско- рости самолета (рис. 1.7). В настоящее время на авианосцах устанавливаются аэ- рофинишеры барабанного типа. При посадке гак самолета захватывает один из тросов аэрофинишера. Трос растягивается, сматываясь с бара- бана, который имеет переменный диаметр и связан с гидротормозным устройством. Аэрофинишер плавно за- тормаживает самолет на участке пробега длиной 90 м за 20 2,5—3 с. Перегрузки при этом не превышают 5g. Для уп- равления аэрофинишером предусмотрен специальный пост, с пульта которого оператор может регулировать величину натяжения тросов, необходимую для торможения самоле- тов с посадочным весом до 24 т и скоростью до 250 км/ч. К моменту остановки самолета трос вытягивается почти на всю длину. После освобождения гака от троса самолет заруливает на безопасный участок полетной палубы, а трос финишера подготавливается для приема других самолетов. Аварийный барьер используется при посадках в аварийных ситуациях. Он представляет собой нейлоновую сеть, закрепленную между двумя стойками, имеющими при- вод для быстрого подъема и заваливания на палубу. Сеть Рис. 1.8. Аварийный барьер авианосца из нейлоновых лент для задерж- ки самолета при посадке в аварийной ситуации: а — на подходе самолета к барьеру; б — самолет захвачен барьером 21 состоит из верхнего и нижнего стропов, между которыми натянуты вертикальные ленты, задерживающие самолет за передние кромки крыла (рис. 1.8). Высота барьера та- кова, что верхний горизонтальный строп проходит выше фонаря кабины летчика, а нижний — на уровне стоек шас- си. Перегрузки при посадке на барьер будут несколько большими, чем при нормальной посадке, однако самолет получает лишь незначительные повреждения. Время, за- трачиваемое на отсоединение барьера от самолета, превы- шает время, необходимое для расцепления посадочного га- ка с тросом аэрофинишера. Установка и уборка, а также освобождение самолета от сети нарушают нормальный ритм процесса посадки. Светотехническая система обеспечивает по- садку самолета на палубу в простых метеорологических ус- ловиях. Она установлена на стабилизированной платфор- ме, вынесенной за пределы борта авианосца. Оптический блок системы состоит из пяти линзовых ячеек, расположен- ных одна над другой. Каждая излучает световой пучок в азимутальной плоскости на угол 40° и в вертикальной — на 1,5°, причем три средние ячейки дают желтый свет (no- глиссаде планирования под углом 3,5—4°), верхняя — по- стоянный белый, а нижняя — красный проблесковый. По обеим сторонам средней ячейки находятся проблесковые зеленые огни разрешения посадки (по два) и вертикальные красные — запрета (по пять). Справа и слева от последних на одном уровне с центральной ячейкой оптического блока размещено по шесть постоянных зеленых (так называемых опорных) огней. Когда самолет при заходе на посадку вхо- дит в луч глиссады планирования, летчик видит желтые и зеленые опорные огни на одном уровне. Удержание их на одном уровне (рис. 1.9) позволяет совершить точную по- Рис. 1.9. Светотехническая система посадки самолетов на палубу авиа- носца 22 садку на авианосец (будет захвачен третий трос аэрофи- нишера). Дальность видимости огней в различное время суток составляет 1,5—4 км. С помощью автоматическойсистемы посадки в сложных метеорологических условиях осуществляются заход и посадка самолета в автоматическом режиме (с дальностью 8—14 км), а также в полуавтоматическом (пи- лотирование по индикатору системы) и ручном (по коман- дам оператора посадочной РЛС). Она состоит из кора- бельного и самолетного оборудования. Корабельное обору- дование включает посадочные РЛС AN/SPN-10 и -42, уст- ройства стабилизации, компенсации (по крену, дифферен- ту, вертикальному перемещению и рысканию палубы), на- вигационные вычислители, аппаратуру передачи данных, пульты управления и индикаторы РЛС. В самолетное оборудование входят приемник, автопи- лот, устройство автоматического управления полетом, ин- дикатор летчика. Приемник получает сигналы от кора- бельного оборудования, обеспечивающие автоматическое управление элеронами, рулями высоты и направления, дру- гими аэродинамическими поверхностями и, кроме того, тя- гой двигателей при заходе на посадку. Данные о самолете, поступающие от РЛС AN/SPN-42, компенсаторов движения палубы авианосца и стабилиза- ции антенны, а также от гидродатчика и акселерометров, отрабатываются в навигационном вычислителе. Он опре- деляет величину линейного отклонения самолета от задан- ной посадочной траектории и через передатчик выдает команды управления по крену и тангажу на автопилот и индикатор летчика. Команды управления передаются через боевую информационно-управляющую систему NTDS — ATDS. Вначале самолет выполняет свой заход на посадку с помощью навигационной системы ТАКАН, по командам оператора РЛС или по индикатору (полуавтоматический режим). Система имеет устройство компенсации переме- щения палубы. Сигналы компенсации начинают поступать на самолет за 12,5 с до посадки. Приблизительно за 500— 600 м до точки касания полет самолета начинает синхро- низироваться с движением палубы корабля. При посадке вручную такая компенсация невозможна вследствие отно- сительно медленной реакции летчика. Американские спе- циалисты считают, что из кабины самолета трудно свое- временно и точно определить направление перемещения и скорость движения палубы, поэтому автоматическая посад- 23 ка в сложных метеорологических условиях является более- безопасной. Система телевизионного контроля, обеспе- чивающая безопасность посадки самолетов, состоит из че- тырех телевизионных камер, расположенных в разных мес- тах авианосца. Они передают изображение на контрольный пост, где оператор записывает необходимую информацию на видеомагнитофон и распределяет ее по различным при- емным устройствам на корабле. Основа системы — видоизмененная стандартная теле- камера, установленная под угловой полетной палубой точ- но по осевой линии на расстоянии 90 м от последнего (чет- вертого) троса аэрофинишера. Объектив смонтирован на перископическом основании и немного выступает над палу- бой, что позволяет наблюдать за всей поверхностью палу- бы. Он прикрыт стальной крышкой от возможного разру- шения колесами самолетных шасси. Вырез в стальной кры- шке обеспечивает необходимый обзор. Перекрестие, нане- сенное на призме перископа, ориентировано вдоль задан- ной глиссады планирования. Все устройство смонтирована на амортизаторах, что исключает влияние вибрации кораб- ля на изображение. Вторая аналогичная телевизионная камера является резервной. Третья установлена в посту управления посадкой и постоянно направлена на прибор- ную доску, на которой имеется следующая информация: дата, время, скорость ветра над палубой и скорость само- лета, идущего на посадку. Изображения от обеих камер совмещаются в одном кадре так, что необходимые данные, характеризующие посадку самолета, отображаются одно- временно с его изображением в этот момент. Четвертая телекамера установлена на мостике остров- ной надстройки и управляется оператором вручную. Обя- зательными для съемки являются момент касания палубы при посадке, захват троса аэрофинишера посадочным га- ком, остановка и руление самолета за линию безопасности. Эта камера позволяет показать крупным планом любое происшествие на верхней палубе. Видеомагнитофон работает на магнитной ленте шири- ной 50,8 мм, которая намотана на катушки, рассчитанные на 1,5 ч записи. По одному из двух каналов записываются переговоры между летчиком и офицером управления по- садкой, а также команды руководителя полетов и диспет- черов центра управления воздушным движением. Другой канал используется для комментария при разборах поле- тов. 24 Такая система, по мнению иностранных специалистов, значительно облегчает разбор полетов, так как все посад- ки, выполняемые на палубу авианосца, фиксируются на видеомагнитофоне. Запись можно производить и ночью, благодаря специальной подсветке на верхней палубе. Каж- дый летчик имеет возможность'видеть и оценить как свой заход на посадку, так и посадки других летчиков, а также проанализировать радиообмен с руководством полетов. У офицера, управляющего посадкой, есть свой контрольный экран, что позволяет ему в любой момент проверить пра- вильность подачи им команд на исправление ошибок и сле- дить за точностью их исполнения. Одним из преимуществ системы является возможность объективного анализа лет- ных происшествий. По сообщениям американской прессы, с принятием на вооружение всех авианосцев всепогодной автоматической системы вероятность посадки самолетов с первого захода повысилась бы до 80%. Противопожарное оборудование включает пожарный автомобиль, самоходный кран, пожарные шлан- ги, охватывающие всю полетную палубу со значительным перекрытием, самолетные и корабельные огнетушители. Автомобиль для тушения пожаров (масса 14 т) вмещает 3780 л обыкновенной и 500 л «легкой» воды. Мониторы раз- брызгивают компоненты в радиусе 45 м. Согласно данным американской печати, разлитое горящее топливо массой 11 т удается погасить примерно за 4 мин. На авианосцах есть также пожарный автомобиль с двумя турельными пушками, которые предназначены для распыления пламе- гасителя. Одна из них (работает вручную) имеет подачу жидкости 3000 л/мин, вторая (с дистанционным управле- нием) — 1100 л/мин. Подача пожарных шлангов составля- ет 300 л/мин. Емкость автомобиля может подключаться к корабельной пожарной магистрали. Подъемный самоходный кран, имеющий на конце стре- лы распылительное сопло для тушения огня, сталкивает горящие самолеты за борт. Им управляет один водитель из кабины или дистанционно с расстояния 15 м. Полетные палубы авианосцев оснащены распылителя- ми, расположенными по бортам и в палубе, для борьбы с пожарами. Кроме самолетов и вертолетов на палубе постоянно на- ходится большое количество подвижных техниче- ских средств обеспечения. Так, на авианосце имеются самодвижущийся подъемный кран (грузоподъем- 25 ность около 25 т), 20—25 самолетных тягачей, до 10 под- вижных компрессоров, 10 гидравлических лебедок, 10—12 самоходных вилочных погрузчиков, 9—11 прицепов с жид- ким кислородом, 16 тяжелых прицепов, транспортирующих двигатели и хвостовые секции самолетов для ремонта, га- зотурбинные генераторы постоянного и переменного тока, самоходные и перевозимые воздушные стартеры, домкра- ты, кондиционеры воздуха, водила, тормозные колодки, швартовые цепи. По мнению командования ВМС США, обеспечение по- летов на авианосцах представляет собой довольно слож- ный процесс, от которого целиком зависит выполнение бое- вой задачи. Поэтому в настоящее время вопрос дальней- шего совершенствования технических средств, обеспечива- ющих взлет и посадку летательных аппаратов с требуемой цикличностью, приобретает особую остроту. 1.1.2. Особенности боевого применения авианосцев Авианосцы, как показал опыт агрессивной войны во Вьетнаме, решают важные задачи в локальных войнах. Кроме того, стратеги США считают их важнейшим инст- рументом достижения в мирное время политических целей путем «демонстрации силы». Как правило, авианосцы с кораблями охранения дей- ствуют в составе авианосных многоцелевых (ударных) групп. Зарубежные военные специалисты считают, что для охранения атомного авианосца необходимо выделять до четырех атомных крейсеров управляемого ракетного оружия (УРО), а обычного авианосца — до десяти надводных ко- раблей класса крейсер, эскадренный миноносец, фрегат. Кроме того, в состав охранения включаются атомные тор- педные подводные лодки, которые развертываются на на- правлениях, где наиболее вероятна встреча с подводными лодками противника. Ввиду недостаточного количества атомных кораблей допускается смешанный состав охране- ния — атомные крейсера УРО и эскадренные миноносцы типа «Спрюенс». Судя по материалам зарубежной печати, с началом бое- вых действий авианосцы планируется привлекать для ре- шения следующих основных задач: завоевание и удержание господства на море, нанесение ядерных ударов по морским и береговым целям, проведение блокадных действий в мор- ских районах, защита океанских и морских коммуникаций, 26 обеспечение высадки морских десантов, авиационная под- держка действий сухопутных войск на приморских направ- лениях. Завоевание и удержание господства на море предусматривает достижение превосходства в воз- духе, на море и под водой, достаточного (по времени и масштабам) для проведения необходимой операции. Судя по материалам иностранной печати, это—главная задача американского флота. Ее решение командование ВМС свя- зывает в первую очередь с многоцелевым использованием авианосцев, которые в современных условиях способны вес- ти борьбу с воздушным, надводным и подводным против- ником. В зависимости от поставленных задач и обстановки сов- ременные американские авианосцы могут действовать од- новременно в ударном и противолодочном, а также или в ударном, или в противолодочном вариантах. Ударно-про- тиволодочный вариант считается основным при завоевании господства на море. В этом случае в авиационное крыло будут входить тяжелые штурмовики-разведчики RA-5C «Виджилент» (одна эскадрилья, три самолета), штурмови- ки А-6 «Интрудер» и А-7 «Корсар» (три эскадрильи, 40 са- молетов), истребители F-14 «Томкэт» (две эскадрильи, 24 самолета), противолодочные самолеты S-3 «Викинг» (одна эскадрилья, 10 самолетов), противолодочные верто- леты SH-3 «Си Кинг» (одна эскадрилья, восемь вертоле- тов), самолеты ДРЛО Е-2 «Хокай» (четыре самолета), са- молеты электронного подавления ЕА-6В «Проулер», само- леты-заправщики КА-6 «Интрудер» (четыре самолета). Ударный вариант предполагает концентрацию главных усилий на нанесение ударов по береговым объектам и ока- зание поддержки сухопутным войскам. Такой вариант воз- можен лишь после завоевания господства на море и в воз- духе. При этом увеличивается количество штурмовиков за счет некоторого сокращения истребителей и противолодоч- ных самолетов. Судя по материалам американской печати, предусмат- ривается противолодочный вариант использования авиа- носца для защиты морских и океанских коммуникаций и обеспечения стратегических перебросок войск. В этом слу- чае в составе его авиационного крыла могут действовать до 36 противолодочных самолетов и вертолетов (т. е. около 40% общего числа самолетов на борту). Варьирование составом авиационного крыла в целях правильного реагирования на ожидаемую угрозу является 27 важным преимуществом многоцелевого авианосца. Такая оперативная гибкость может осуществляться путем пере- базирования самолетов с одного авианосца на другой или их перелетов с береговых аэродромов. Одна из задач, решаемых в ходе завоевания господства на море, — борьба с группировками надводных кораблей противника. Для участия в ней привлекаются авианосная штурмовая авиация, надводные корабли и атомная под- водная лодка из состава сил охранения. Палубные штурмовики рассматриваются как важней- шее средство для нанесения ударов по кораблям против- ника в море. Они могут применять управляемые ракеты класса «воздух — поверхность» и бомбы. Согласно данным иностранной печати, штурмовики способны наносить эф- фективные удары по надводным кораблям в радиусе 1300—1800 км. Учитывая, что авианосная группа может i проходить за сутки до 600 миль (около И 10км),ее самоле- \ ты за этот период при благоприятных условиях в состоя- нии осуществить эффективный контроль акватории площа- j дью около 3 млн км2. Зарубежные военные специалисты ' также подчеркивают, что атомные авианосцы могут вести непрерывные боевые действия в течение примерно двух не- дель при двух ежедневных вылетах каждого самолета. Основной способ действия корабельной авиации по ко- раблям в море — нанесение массированных ударов с не- скольких направлений с малых высот. Действия ударных групп палубных штурмовиков обеспечиваются путем орга- низации заблаговременного обнаружения и слежения за надводными кораблями противника, наведения штурмови- ков на цели. В интересах повышения возможностей авианосных сил в борьбе с группировками надводных кораблей американ- ское командование планирует вооружить все палубные штурмовики и противолодочные самолеты, базовые па- трульные самолеты, крейсера, эскадренные миноносцы и фрегаты, атомные торпедные подводные лодки противоко- рабельными УР «Гарпун» с дальностью стрельбы 110 км. В результате авианосная группа будет способна применять против надводных кораблей противника одновременно не- сколько десятков таких ракет. При этом, как полагают за- рубежные специалисты, штурмовики смогут наносить уда- ры по кораблям, не входя в зону действия их противовоз- душных средств поражения, что в целом повысит эффек- тивность ударов авиации. В нанесении удара по кораблям в море могут участво- 28 вать также корабельные поисково-ударные группы, имею- щие на вооружении ракетные комплексы класса «ко- рабль — корабль», артиллерийские установки и торпедные аппараты. Для борьбы с подводными лодками используются па- лубные противолодочные самолеты и вертолеты, надвод- ные корабли охранения, атомные торпедные подводные лодки, базовые патрульные самолеты. Эти силы способны контролировать подводную среду в радиусе до 200 миль (около 370 км) от авианосца. При одновременном решении задач борьбы с надводны- ми кораблями и подводными лодками противника авиано- сец, по мнению военных специалистов стран НАТО, вынуж- ден постоянно изменять курс и скорость, производить пе- рестроение в ордере, что вызывает значительные ограни- чения в проведении взлета и посадки самолетов и в целом снижает боевые возможности авианосца. Судя по материалам зарубежной печати, при наличии нескольких видов угроз, когда свобода маневра авианосца становится решающим фактором в сохранении его боевой устойчивости, борьбу с надводными кораблями .могут ус- пешно вести самолеты типа «Харриер», способные взлетать и садиться на палубу независимо от курса авианосца. Нанесение ядерных ударов по морским и береговым целям, по мнению военно-морских спе- циалистов США и НАТО, остается важнейшей после завое- вания господства на море задачей корабельной авиации. Авианосцы считаются американским командованием резер- вом стратегических наступательных сил. Однако задача участия во всеобщем ядерном наступлении с них полно- стью не снята, и она периодически отрабатывается в ходе командно-штабных учений объединенных и национальных вооруженных сил. При проведении блокадных действий в морских районах основные усилия палубной авиа- ции и кораблей охранения планируется сосредоточить на противодействии группировкам сил флота противника, вос- прещении их прохода через проливные зоны и узкости, на- несении ударов по базам, постановке минных заграждений, нарушении морских коммуникаций, достижении тактиче- ского превосходства в воздухе путем использования палуб- ной истребительной авиации при одновременном нанесении ударов штурмовой авиацией по аэродромам противника. При нанесении ударов по базам, аэродромам и другим береговым объектам в прибрежной полосе, как показыва- 29 ет опыт использования авианосных сил США в агрессив- ной войне во Вьетнаме, могут проводиться массированные и эшелонированные действия корабельной авиации. | Защита океанских и морских коммуника- ций непосредственно связана с завоеванием господства на море. По мнению командования вооруженных сил США, от бесперебойности перебросок через океан войск, вооруже- ния и различных предметов снабжения на заморские тер- ритории (в частности, в Западную Европу) во многом бу- дут зависеть ход и исход военных действий. Главными силами при решении этого вопроса продол- жают оставаться авианосцы, задачей которых является уничтожение и подавление сил, способных сорвать или су- щественно нарушить перевозки важнейших видов страте- гического сырья, войск и боевой техники. Основными сила- ми, которые могут активно действовать на морских комму- никациях, зарубежные специалисты считают подводные лодки, вооруженные крылатыми ракетами и торпедами. В этом случае безопасность морских коммуникаций будет обеспечиваться прежде всего авианосцами в противолодоч- ном варианте, когда в составе авиакрыла имеется макси- мальное число противолодочных самолетов и вертолетов. Иностранная военная печать отмечает, что для обеспе- чения перехода важных конвоев наиболее целесообразно использовать авианосную группу, которая выдвигается на угрожаемое направление и ведет борьбу с силами против- ника под водой, на море и в воздухе, а также уничтожает или нейтрализует их на подходах к маршрутам перехода конвоев. Авианосные силы планируется привлекать для обеспе- чения высадки морских десантов и поддер- жки действий сухопутных войск. При этом для обеспечения высадки экспедиционной дивизии морской пе- хоты, как правило, выделяются две-три авианосные группы, которые осуществляют прикрытие десантных отрядов на переходе морем, завоевание господства на море и в возду- хе в районе высадки десанта, обеспечение всех видов обо- роны, авиационную поддержку сил десанта в ходе ведения боя за высадку. Поддержку боевых действий сухопутных войск палубная штурмовая авиация выполняет, нанося удары самостоятельно и во взаимодействии с тактической авиацией по боевым порядкам войск, стартовым позициям ракет, огневым позициям артиллерии, командным пунктам, радиотехническим средствам. Обращая внимание на важ- ность этой задачи, командование ВМС США считает, что 30 ее выполнение возможно лишь при достижении превосход- ства в морских районах, где необходимо сосредоточивать авианосцы для поддержки действий сухопутных войск. Таким образом, американское командование рассматри- вает авианосцы, обладающие большими возможностями для решения широкого комплекса задач, в качестве основ- ного средства ведения боевых действий на море. Вместе с тем, как признают зарубежные специалисты, им присущи следующие недостатки: значительная уязвимость не только для ядерных, но и для обычных средств поражения, попада- ние которых в его жизненно важные части (катапульты, аэрофинишеры, «остров») может исключить применение палубной авиации; низкая противопожарная безопасность; снижение боеспособности в ходе взлета и посадки самоле- тов, когда авианосец вынужден следовать постоянным кур- сом; большая зависимость действий палубной авиации от метеорологических условий, а авианосной группы — от снабжения запасами в море. Для повышения боевых возможностей флота по завое- ванию господства на море в США начата разработка ко- раблей нового класса — многоцелевых авианесущих кораб- лей. На эти корабли планируется базировать авианосные группы смешанного состава: самолеты вертикального взле- та и посадки (типа AV-8A, AV-8B) и противолодочные вертолеты. Многоцелевые авианесущие корабли предназ- начаются главным образом для охраны конвоев и боевых кораблей на переходе морем, а также для выполнения час- тично задач авианосцев, когда их применение нецелесооб- разно. По мнению зарубежных специалистов, это повысит эффективность, оперативность и боевую готовность кораб- лей — носителей авиации, а также улучшит распределение корабельной авиации на океанских ТВД. 1.2. АВИАНЕСУЩИЕ КОРАБЛИ Авианесущие корабли по своей архитектуре и устройству напоминают авианосцы: у них есть полет- ная палуба, сдвинутая к одному из бортов надстрой- ка («остров»), самолетоподъемники и ангар. У них нет ка- тапульт и аэрофинишеров. На них* базируются самолеты вертикального или короткого взлета и посадки и вертоле- ты. К этого класса кораблям в первую очередь относятся противолодочные крейсера и универсальные десантные ко- рабли. 31 Противолодочный крейсер типа «Инвинсибл» имеет пол- ное водоизмещение 19800 т, длину 207 м, ширину корпуса 27,5 м, ширину полетной палубы 32 м, осадку 7,3 м. Мощ- ность энергетической установки равна 82 500 кВт. Наиболь- шая скорость хода составляет 30 уз, а дальность плава- ния—5000 миль при скорости хода 18 уз. На кораблях это- го типа базируются девять противолодочных вертолетов и пять самолетов вертикального взлета и посадки. Экипаж— 1200 человек, из них 300 человек летно-технического сос- тава. Полетная палуба (длина 183 м, ширина 32 м) начинается от кормы, но в отличие от авианосца заканчи- вается в 24 м от форштевня и имеет вырез с правой сто- роны. Ниже ее расположен полубак, на котором установлены палубные механизмы. Кроме того, здесь ж<е под вырезом планировалось разместить четыре одноконтейнерные пус- ковые установки управляемых ракет (УР) «Экзосет». Пос- ле принятия решения о вооружении крейсеров системой зенитного управляемого ракетного оружия (ЗУРО) «Си Дарт» и самолетами с вертикальным или укороченным взлетом и посадкой «Си Харриер» от этого намерения от- казались, а вырез в полетной палубе сохранился. Для обеспечения безопасности взлета самолета взлет- ная полоса сдвинута к левому борту и заканчивается носо- вым срезом угловой палубы, расположенной под углом 0,5° к диаметральной плоскости корабля (рис. 1.10). Ши- рина полосы составляет 12,2 м. Это считается достаточ- ным, так как размах крыла самолета «Си Харриер» ра- вен 7,7 м. На полетной палубе установлен специальный трамплин (длина 27,5 м, ширина 12,8 м, угол возвышения 7°, масса 55 т), обеспечивающий самолету взлет с подскоком в кон- це разбега. Как сообщает иностранная печать, применение трамплина позволяет увеличить взлетную массу само- лета на 544 кг или сократить длину разбега на 61 м (по- следнее дает возможность разместить в кормовой части дополнительно несколько самолетов). Планируется увели- чить угол возвышения рампы до 12° на третьем корабле «Арк Ройял», так как с возрастанием угла возвышения ее эффективность будет больше. При этом пусковая установ- ка зенитного ракетного комплекса (ЗРК) будет перенесена в другое место. Надстройка узкая и длинная, размещена ближе к диаметральной плоскости корабля за счет смещения взлет- ной полосы к левому борту. Внутри ее находятся дымохо- 32 L г 3 1 W \ \^J-L3ru\&<2) V / В " --т* DDDDDP aaaooaaooooocy L If— — --------- -- / / / / 5 4 Трамплин Рис. 1.10. Авианесущий корабль «Инвинсибл» с взлетной полосой, за- канчивающейся трамплином (компоновка корабля): /, 2, 3 — места взлета и посадки вертолетов; 4 — взлетная полоса; 5 — полетная палуба; 6 — угловая палуба; 7 — вырез в полетной палубе Рис. 1.11. Схема полетной палубы авианесущего корабля «Инвиноибл»: / — полетная палуба; 2 — взлетная полоса; 3 — кормовая часть полетной палу- бы; 4 — самолет «Си Харриер» на взлетной полосе 3 Зак. 869 33 ды для отработанных газов газотурбинных двигателей. По- зади надстройки на полетной палубе справа могут размес- титься три-четыре самолета (рис. 1.11). В надстройке имеется немного выступающих частей, что уменьшает образование турбулентных воздушных потоков при движении корабля, которые затрудняют взлет с разбе- гом и заход самолетов и вертолетов на вертикальную по- садку с кормовых углов в условиях плохой видимости. Авиационная техника на полетной палубе обслуживается тракторами-тягачами и вилочными автопогрузчиками, а для подъема аварийных самолетов и вертолетов на правом борту установлен подъемный кран. Ангар занимает примерно три четверти длины кораб- ля, то есть около 130 м, его высота 7,5 м. Ширина ангара была определена в период проектирования корабля, когда на нем планировалось иметь только вертолеты, поэтому она несколько меньше, чем требуется для размещения са- молетов. По обе стороны ангара находятся различные мас- терские по обслуживанию и ремонту авиационных двига- телей, оружия, аппаратуры, парашютов и т. д. В носовой и кормовой частях ангара имеются два гид- равлических самолетоподъемника. Самолеты и вертолеты на площадку носового самолетоподъемника подаются с двух сторон, а на площадку кормового — с трех. По мне- нию западных специалистов, в боевых условиях при выхо- де из строя одного подъемника могут создаваться значи- тельные трудности в подаче авиатехники к другому (из«за недостаточной ширины ангара). •- Вертолеты со складывающимися лопастями несущего винта (ширина их в этом случае около 5 м) размещаются в ангаре параллельно по две машины. Консоли крыла са- молета с вертикальным или укороченным взлетом и посад- кой в отличие от палубных самолетов авианосцев не скла- дываются, и в ангаре по ширине может размещаться толь- ко один самолет. Подача авиационных боеприпасов из погребов осуще- ствляется двумя элеваторами, один из которых подает боеприпасы на полетную и ангарную палубы, а второй — только на ангарную. Противоатомная защита обеспечивается несколькими независимыми укреплениями, специальными воздушными фильтрами, системой дезактивации полетной палубы и над- стройки, системой измерения уровня радиации воздушной и морской среды с автоматической сигнализацией, вклю- чающейся в случае повышения уровня радиации. Система 34 кондиционирования воздуха имеет семь автономных кон- туров, работает в тропическом климате и может обеспечи- вать помещения регенерированным воздухом практически без связи с атмосферой. Корабль оборудован устройством по приему и передаче грузов на ходу в море. Грузы поступают на полетную па- лубу, опускаются самолетоподъемниками на ангарную па- лубу, откуда доставляются вилочными автопогрузчиками к двум грузовым лифтам (грузоподъемность — по 2 т) и одному конвейеру, а далее — в хранилище. Главная энергетическая установка двух- вальная, газотурбинная, размещена в двух машинных от- делениях: в каждом два газотурбинных двигателя (ГТД) «Олимпус». Воздухозаборники двигателей проходят в верхней части правого и левого борта корабля. ГТД рабо- тают на трехступенчатый редуктор с гидродинамической муфтой, обеспечивающей реверс гребного вала. Гребной винт постоянного шага. ГТД могут работать одновременно и порознь, так что при необходимости можно производить их ремонт и замену на ходу в море. Все двигатели одно- типные, что облегчает обслуживание и ремонт. Номенкла- тура и объем запчастей главной энергетической установки основаны на принципе агрегатного ремонта. В частности, по данным зарубежной печати, на корабле имеются два резервных газотурбинных двигателя. Установка управляется из ходовой рубки, поста энер- гетика и живучести или из машинного отделения (в ава- рийной обстановке). Обычно на ходу в машинном отделе- нии личный состав отсутствует. Электроэнергетическая установка состоит из восьми ди- зель-генераторов переменного тока мощностью по 1750 кВт (трехфазный ток напряжением 450 В частотой 60 Гц). Вооружение. Корабль типа «Инвинсибл» вооружен противолодочными вертолетами «Си Кинг» HAS.2 (макси- мальная взлетная масса 9525 кг, крейсерская скорость 208 км/ч, практический потолок 3050 м, дальность полета 1230 км). Каждый вертолет оснащен четырьмя противоло- дочными торпедами Мк 46 или четырьмя глубинными бом- бами Мк И, опускаемой гидроакустической станцией (ГАС) типа 195, РЛС AW 391. Предполагается, что ГАС будут заменены пассивными радиоакустическими буями, которые позволят более точно определять местонахождение подвод- ных лодок. Кроме того, в этом случае вертолеты смогут действовать на большом удалении от корабля. Крейсера вооружены также многоцелевыми самолета- 3* 35 ми «Си Харриер», которые могут использоваться в вариан- тах истребителя, штурмовика и разведчика (однако для нанесения ударов по береговым объектам с сильной ПВО они применяться не будут). При необходимости корабль может принимать десант- но-транспортные вертолеты «Уэссекс» и десант (до 2000 че- ловек). Для усиления возможностей ПВО крейсер оснащен ЗРК «Си Дарт» среднего радиуса действия. С этой же целью в состав его охранения намечается включить эскадренные миноносцы УРО типа «Шеффилд», также вооруженные ЗРК «Си Дарт». Радиоэлектронное оборудование. На ко- рабле имеются: РЛС дальнего обнаружения воздушных целей 965, РЛС дальнего обнаружения воздушных и над- водных целей и целеуказания 992 Р, две РЛС управления огнем 909, навигационная РЛС 1006, а также панорамная ГАС дальнего действия 184М, которая будет заменена ГАС 2016 после принятия ее на вооружение. Кроме того, крейсер оборудован комплексной системой связи ICS-3 и аппаратурой спутниковой связи, а также боевой информа- ционно-управляющей системой ADAWS-6. Дальнее радиолокационное обнаружение в интересах корабельных соединений, в состав которых будут входить крейсера типа «Инвинсибл», планируется возложить на са- молеты дальнего радиолокационного обнаружения (ДРЛО) «Нимрод» берегового базирования. ' 1 rt n^lr""1 о JL^, ш g JL-.,-- 0 JU^ " g Hf-»-- g -|j=N г— |U U -------- U ----------------- Ц ------------------ и— ---- : --------- -U ------------------- Ц ------- i — ^' ga __ и n LJI Ц sf" ----Е ° ^HL - Рис. 1.12. Универсальный корабль типа «Тарава» (компоновка) 36 Универсальный десантный корабль типа «Тарава» (рис. 1.12) имеет полное водоизмещение 39300 т, длину 250 м, ширину 32,5 м, ширину полетной палубы 36 м, осадку 7,9 м. Мощность энергетической установки равна 103000 кВт, наибольшая скорость хода — 24 уз. Паросиловая энергетическая установка состоит из двух главных паровых котлов, двух турбозубчатых агрегатов и вспомогательных механизмов. Производительность глав- ных котлов 190,5 т/ч перегретого пара с температурой 482° С и давлением 4900 кПа. Для улучшения маневренности во время высадки де- санта и при погрузочно-разгрузочных работах корабль ос- нащен носовым подруливающим устройством мощностью 612 кВт. Управление паросиловой энергетической установ- кой, рулевым и подруливающим устройством осуществля- ется с пульта управления в ходовой рубке. Корабль вооружен зенитным управляемым ракетным оружием «Си Спарроу» (две установки по восемь ракет в каждой), тремя 127-мм универсальными башенными артус- тановками и шестью 20-мм автоматами, расположенными на галереях правого и левого борта вдоль полетной палу- бы. На корабле базируются 30 вертолетов или за счет сни- жения количества вертолетов — самолеты вертикального взлета и посадки. Корпус корабля имеет восемь палуб и платформ и 1400 помещений. По правому борту на корабле установле- на надстройка островного типа длиной 54,9 м, шириной 15,3 м и высотой 16,5 м с двумя дымовыми трубами и ре- шетчатыми мачтами. Ангар расположен под полетной па- лубой длиной 100 м и высотой 9,7 м. В ангаре размещены вертолеты и самолеты, производится их предполетное об- служивание, снаряжение боеприпасами. Здесь же имеют- ся колонки для заправки топливом, кислородом, сжатым воздухом и снабжения электроэнергией. На корабле пре- дусмотрен запас авиатоплива. Под ангарной палубой от кормового среза до кормово- го машинного отделения расположена док-камера длиной 81,68 м и шириной 23,77 м, в которой размещаются четыре танко-десантных катера грузоподъемностью 180 т каждый (по три 60-тонных катера) или шесть десантных катеров грузоподъемностью 35 т каждый для десантирования бое- вой техники. Каждый из них может перевозить средний танк или 80 морских пехотинцев с личным оружием. В но- совой части корабля до первого машинного отделения рас- 37 положена главная палуба длиной 76 м для бронетанковой техники. Общая десантовместимость корабля: 1703 морских пе- хотинца, 30 вертолетов различных типов или частично вер- толетов и частично самолетов вертикального взлета и по- садки, шесть десантных катеров для перевозки боевой тех- ники и четыре танкодесантных катера. Для быстрого приема и распределения грузов по храни- лищам, погребам, а также для их погрузки на десантно-вы- садочные средства (вертолеты и катера) корабль оснащен системой механизации (грузовые и пассажирские лифты, ленточные транспортеры, конвейеры, автопогрузчики), ко- торая обеспечивает погрузку (выгрузку, размещение) до 50 т грузов в час. Важной особенностью этой системы яв- ляется отсутствие пересечения грузопотоков с путями дви- жения личного состава и подвижных средств десанта. Корабль оснащен боевой информационно-управляющей системой. Боевое применение корабля обеспечивают радиолока- ционные станции обнаружения надводных целей, воздуш- ных целей, управления полетами вертолетов и самолетов, управления огнем, радионавигационная система ТАКАН, спутниковая навигационная система, аппаратура радио- электронной борьбы и средства связи. Десантно-транспортная авиагруппа может состоять из различного числа десантных и тяжелых вертолетов, верто- летов огневой поддержки или самолетов. Один из вариан- тов: 16 десантных вертолетов СН-46, шесть тяжелых верто- летов СН-53Е и четыре (шесть) вертолета огневой под- держки АН-IE или самолета вертикального взлета и посад- ки AV-8A (или AV-8B). Могут иметь место различные варианты использования вертолетов и десантно-высадочных средств при высадке де- санта на берег. На полетной палубе корабля — девять взлетно-посадочных площадок. Одним из вариантов при- менения вертолетов для десантирования является: взлет шести вертолетов СН-46 с личным составом с шести взлет- но-посадочных площадок, двух вертолетов СН-53Е с гру- зами с двух взлетно-посадочных площадок и двух верто- летов огневой поддержки АН-IE с одной взлетно-посадоч- ной площадки. Одновременно используются десантно-вы- садочные средства: восемь плавающих гусеничных броне- транспортеров и четыре танкодесантных катера. Общая чис- ленность десанта в одной десантной волне в зависимости 38 от вариантов 720—790 морских пехотинцев и 12 тяжелых или средних танков. Таким образом, при применении современных универ- сальных кораблей половина или даже 2/3 личного состава десанта доставляется на берег вертолетами, а остальной состав — плавсредствами. Глава 2 ХАРАКТЕРИСТИКИ И ОСОБЕННОСТИ КОНСТРУКЦИИ КОРАБЕЛЬНЫХ САМОЛЕТОВ Характеристики и особенности конструкции корабель- ных самолетов определяются конкретным назначением их и характером решаемых боевых задач, условиями базиро- вания и внешними воздействиями на летательный аппарат при движении корабля, взлете и посадке на палубу и бое- вом применении. 2.1. ВНЕШНИЕ УСЛОВИЯ ВОЗДЕЙСТВИЯ НА ЛЕТАТЕЛЬНЫЙ АППАРАТ ПРИ ДВИЖЕНИИ АВИАНОСЦА, ВЗЛЕТЕ И ПОСАДКЕ ЕГО НА ПАЛУБУ КОРАБЛЯ Окружающие условия, в которых находятся корабель- ный летательный аппарат и авианосец, уникальны и суще- ственно влияют на конструкцию летательного аппарата и его систем. В силу подвижности авианосца корабельный летательный аппарат во многих случаях сталкивается поч- ти со всеми типами погодных и внешних условий. Так, на- пример, возможно попадание в условия температуры окру- жающей среды около 0° С со скоростью ветра у поверхно- сти палубы до 65 км/ч в Северной Атлантике, в условия температуры +30°С с незначительным ветром или при пол- ном штиле в Тонкинском заливе и во все промежуточные условия. Состояние моря может вызывать движение палу- бы авианосца со среднеквадратичными значениями коле- баний: килевые ±1...2°, бортовые ±2.. .4° и по высоте ±1,5. ..2,5 м. Погодные условия могут быть: высота облач- ности 50. . .60 м, видимость 1,5. . .1,6 км. При переходах авианосца на нем летательные аппараты пришвартованы. В этих условиях на летательный аппарат действуют нагрузки вследствие колебания корабля при его 40 движении, вибрационные нагрузки от вибраций корпуса от энергетической установки авианосца. Движение вокруг центра масс корабля в первом приближении описывается гармоническим законом Тк = Тк max Sin ( —- t + (?J-)i l к x(2.1) где YK— угол крена корабля; Ynmax— амплитуда бортовой качки; Тк— период колебания корабля по крену; t— текущее время; фк— фаза качки корабля по крену. йг.м Рис. 2.1. Зависимость угла Фк дифферента и высоты уя движения цент- ра масс корабля относителыно их средних значений от времени Такие же формулы для углов дифферента и рыскания корабля. На рис. 2.1 представлены зависимость угла диф- ферента и высоты движения центра масс корабля от- носительно их средних значений по времени t. Эти зависи- мости получены моделированием движений корабля [13]. На рис. 2.2 представлена зависимость вертикальной скоро- VW, н/с 2- 0- -2- -4- 12 18 —i— 24 —i— 30 36 42 5ч t.C Рис. 2.2. Зависимость вертикальной скорости Ууп.п движения конца по- садочной палубы от времени t 41 сти движения конца посадочной палубы Ууп.п по времени. Очевидно, что вертикальная скорость Fyn.n определится: Уу П.Д= -К.П.-А- + У*, (2.2) где /к.п.п — удаление конца посадочной палубы от центра масс корабля. Видим, что колебания скорости конца посадочной палу- бы знакопеременны, имеют неправильную, периодически повторяющуюся форму, а максимальные их амплитуды до- стигают 5 м/с. Таким образом, в зависимости от места положения са- молета относительно центра масс корабля на него действу- ют менее или более интенсивные колебания как всего ко- рабля от движения его по волнам, так и колебания от виб- раций судовых энергетических установок. Вследствие движения корабля и при наличии ветра над палубой корабля и за кораблем образуются турбулентные вихревые потоки, которые возникают вследствие срыв- ного обтекания кромок корабля [13]. В общем случае сум- марный вектор скорости набегающего потока на корабль направлен не по оси корабля, а под некоторым углом |3. В результате происходит срыв потока с носовых и боковых кромок корабля, а также с надстроек. Появляется сложная вихревая система, состоящая из нескольких (трех-четырех) вихревых жгутов больших размеров, как это видно на рис. 2.3. Здесь видим два ярко выраженных жгута, связан- ных со срывом потока с носовых и боковых кромок кораб- ля, а также с кромок посадочной палубы. Кроме того, име- ется вихрь за надстройкой корабля. Если рассмотреть вих- ревое поле потоков в сечениях вдоль палубы, то увидим различную структуру вихревого поля с большими скосами потока и с наличием восходящих и нисходящих потоков. Например, на рис. 2.4 представлено вихревое поле потоков в одном из сечений над угловой палубой. Виден ярко вы- раженный вихрь с интенсивным вращением потока. Кроме того, за кормой корабля продолжают оставаться зоны за- вихренного потока на больших расстояниях. Причем сра- зу за кормой корабля линии завихренного потока до «150 м направлены вниз, а с расстояния «300 м и да- лее — направлены вверх. Таким образом, за авианосцем имеется провал потока вниз и летательный аппарат, входя в эту зону, имеет тенденцию проваливаться. Указанные вихревые потоки приводят к изменению воз- душной скорости над палубой корабля из-за торможения 42 Рис. 2.3. Вихревая система потока, образующаяся при обтекании внеш- ним потоком носовых и боковых кромок корабля Угол атаки равен 6 ; угол скольжения fi=~10' " - У j / f / / //^^J 4 / / / ^^^ t'f t t s + ,г \ \ \ V v_^ \ \ \v>,^.^7 j!4^_^__ ,. . . J — , . . .1 — -_-,, - ч ч ч 44 ^v-^^ Ч Ч \ Ч Ч И ^ ^ t * t / / * * "* s / / / s s s •* ^ ^ ^ ^ ^ ^ --- — p /^ 1 1 1 1 V//& ///-1///0/////1////2////3///4/S7/ Рис. 2.4. Поле скоростей потока в одном из сечений над угловой палу- бой корабля длиной L(y—ylL\ z=z/L) 43 потока вдоль палубы (рис. 2.5). Они приводят к измене- нию углов атаки и скольжения летательного аппарата и воздушной скорости потока, обтекающего летательный ап- парат, что вызывает изменение действующих на него сил и моментов. о,5 о 0.1 • 0,8 L Рис. 2.5. Изменение горизонтальной составляющей скорости потока Fx над палубой корабля по длине L взлетно-посадочной полосы для раз- ных высот Я положения самолета над - палубой (Н=НЩ ~L = l/L, I — текущая длина) В качестве примера на рис. 2.6, а, б и в приведены из- менения относительного давления в потоке воздуха в одном из сечений над палубой корабля при угле скольжения Р — —10°, а также полей равновеликих значений коэффи- циентов моментов крена тх и рыскания ту вдоль полетной палубы для разных значений относительной высоты над па- лубой. Величины этих коэффициентов указывают на зна- чительные возмущающие воздействия вихревых воздушных потоков над палубой корабля на летательный аппарат. Для более детального и широкого изучения характера потоков над палубой корабля и его влияния на аэродина- fi — lO* Сечение 0,731 а 44 mt=*1(H,L'r, /} = -ю' m=f{H,iJ;j3*-fo' в Рис. 2.6. Поле относительных давлений (отношение давления на высо- те к давлению МСА) в потоке воздуха и коэффициентов моментов в одном из сечений над палубой корабля: а — относительное давление р в потоке воздуха; б — поле равновеликих зна- чений коэффициента момента крена щх; в — поле равновеликих значений коэф- фициента момента рыскания ту мические характеристики летательного аппарата может I быть применено математическое моделирование на ЭВМ 113]. В этом случае рассматривалась стационарная задача, которая решалась методом дискретных вихрей. Надвод- ная часть корабля схематизируется, как показано на 45 Рис. 2.7. Схематизация надводной части корабля для расчетного опре- деления характера его обтекания х-0,7 4-V»' Эксперимент -----------Расчет Рис. 2.8. Результаты расчета и эксперимента по определению поля ско- ростей в одном из сечений над палубой корабля (а) и поле скоростей в одном из сечений над палубой и у палубы корабля (б) 46 рис. 2.7. Результаты расчета и эксперимента вихревого по- тока над палубой корабля представлены на рис. 2.8, a, a на рис. 2.8, б представлено поле скоростей в одном из се- чений при осевом натекании суммарного внешнего потока, полученного расчетом на ЭВМ. Из рис. 2.8, а видно качест- венное совпадение результатов моделирования и экспери- мента. Для моделирования воздействия вихревого потока на летательный аппарат последний схематизируется тремя несущими плоскостями: крылом, стабилизатором и килем. Делается допущение, что летательный аппарат, помещен- ный в вихревую структуру потока над палубой корабля, не оказывает влияния на эту структуру (заданное поле скоро- стей). Результаты расчетов с этим предположением пред- ставлены в виде зависимостей коэффициентов моментов тх, ту, mz, коэффициентов подъемной и боковой сил су и cz от относительной высоты Н на рис. 2.9. Относительная высота Я представляет собой отношение высоты положе- ния летательного аппарата над палубой корабля Я к кор- невой хорде крыла Ь. Здесь же приведены результаты экс- периментов для тх и ту (точки на графиках). Оценивая полученные результаты, можно отметить следующее. Аэродинамические коэффициенты значительно изменя- ются с изменением высоты нахождения летательного аппа- рата над палубой корабля, причем на малых высотах они не только резко падают, но и меняют знак. Например, ко- эффициент подъемной силы с уменьшением Я с 4 до 2 вна- чале резко возрастает, а с дальнейшим уменьшением Я он резко падает и на Н=\ принимает значительное отрица- тельное значение. Из приведенных результатов также сле- дует, что расчетные и экспериментальные данные по ко- эффициентам моментов тх и ту достаточно хорошо совпа- дают. Последнее позволяет успешно пользоваться методи- кой моделирования на ЭВМ. Для авианесущих кораблей типа «Инвинсибл» (рис. 1.10), у которых имеется трамплин для взлета самолетов вертикального и короткого взлета типа «Харриер», допол- нительно к возникновению описанных вихревых потоков за счет срыва с кромок корабля имеет место вихрь за счет срыва потока с передней кромки трамплина. На рис. 2.10, а представлена схема трамплина, а на рис. 2.10, б — поле скоростей воздушного потока от передней кромки трам- плина до перехода его в горизонтальную плоскость при осевом набегании потока вдоль трамплина (3 = 0. Это поле 47 ~^r-•L_ /У /У 4 J 2 / H <• 4 ^ / J 4 / . о ( f 2 ••- _ / \ Ч V ,/ ""•••«• > •\ 4. ^f S ^ -0,02 0 /7?х 0 ' 0, 1 /77y -0,1 0 mz H /У 1 j 4 \ 4 \ \ J \ J \ s \ 2 2 \ __, у О •— • ^^ / / / 04 у -42 tf 0,2 0,4 cy -0,1 0 0,1 0,2 CT Расчет • • • Эксперимент <в Рис. 2.9. Зависимости коэффициентов моментов, подъемной су и боко- вой сг сил от относительной высоты положения самолета над палубой корабля скоростей воздействует на самолет, движущийся по трам- плину, а также в непосредственной близости впереди него после схода самолета с трамплина (рис.2.11). На этом ри- сунке представлены расчетные зависимости коэффициентов подъемной силы су, моментов тх, ту и тг от относитель- ной осевой координаты х, т. е. места нахождения самоле- та вдоль оси трамплина для разных углов натекания внеш- него потока р при трех значениях угла атаки 0; 2,5 и 5°. 48 у а \ Угоп атаки равен О Угол скольжения равен О Z = 0 \\\ \VC\WW\\vW^ О 5 10 Рис. 2.10. Характер обтекания корабля с трамплином: а — схема трамплина (/^т — радиус трамплина, @т — угол схода с трампли- на); б — поле скоростей воздушного потока от передней кромки трамплина 4 Зак. 869 491 ХХГч'Ч'ЧХХЛ'ЧХ N ХЛ N V\ > N\\\\N\\ \Г\ \ -J "Рис. 2.11. Зависимости коэффициента подъемной силы су и коэффици трамп ;50 /77, О О -J о •'-> ентов mr, m^/, mz от относительного положения самолета вдоль оси- лина 4* 5! Если рассмотреть движение самолета от входа на трам- плин л:=12, то коэффициент подъемной силы возрастает практически линейно до я=3. В этой области сказывается вихрь над обрезом трамплина. Интенсивность роста коэф- фициента подъемной силы начинает падать, в области л:—О он достигает максимального значения и далее начи- нает падать. Коэффициенты моментов тх, ту и тг имеют ярко выраженный нелинейный характер и в области я=0 имеют экстремум. Корабельный самолет как в конструктивном, так и функциональном отношении должен выдерживать нагруз- ки и перегрузки, возникающие во время катапультного старта и аэрофинишерной посадки. Эти нагрузки должны выдерживать все элементы конструкции, системы и воору- жения (боевая нагрузка, бортовое специальное и радио- электронное оборудование). Кат апультный взлет осуществляется при разных взлетных массах самолетов и массах боевой нагрузки, раз- личных сочетаниях скорости взлета и продольных ускоре- ний. Для обеспечения катапультного взлета в конструкции самолета имеются соответствующие устройства. При раз- гоне самолета катапультой челнок ее тянет за элементы фюзеляжа или стоек шасси. Для этого в конструкции само- лета имеются специальные подкосы, воспринимающие уси- лия при катапультировании. Они располагаются либо на фюзеляже, либо на стойках шасси. На рис. 2.12, а пред- ставлен подкос самолета «Корсар», воспринимающий уси- лия от челнока катапульты, а на рис. 2.12, б показано крепление самолета «Фантом» к челноку катапульты с по- мощью бриделя (петлей стального троса). Места крепле- ния на самолете бриделя усилены для обеспечения тре- буемой прочности. Все это связано с увеличением массы конструкции. При катапультном разгоне самолета челнок катапульты тянет за элементы фюзеляжа или стоек шасси под углом к направлению движения, что приводит к до- полнительному нагружению стоек шасси силой Рв- Таким образом, в интересах катапультного старта на самолете появляются узлы крепления буксирного троса катапульты к самолету и соответствующие элементы усиления его кон- струкции, усиленные носовые и основные стойки шасси, усиления креплений боевых грузов к конструкции самолета и др. Дополнительное нагружение конструкции самолета при катапультном старте может произойти из-за асим- метричного закрепления самолета относительно оси ката- 52 а I ' i Рис. 2.12. Крепление самолетов для разгона их челноком катапульты: а — подкос самолета «Корсар»; б — крепление самолета «Фантом» к челноку катапульты с помощью бриделя 53 пульты. При закреплении буксирного троса за носовук> стойку шасси носовая стойка крепится всегда симметрично' относительно оси катапульты, а основные стойки могут быть смещены максимально на 15° (рис. 2.13). Это приво- дит к появлению боковых нагрузок на самолет. Для сни- жения энергетических характеристик катапульт или повы- шения эффективности созданных катапульт к корабельным. Обозначения : mm - симнетричное CD- асимметричное 60т е—- Рис. 2.13. Асимметричное закрепление самолета относительно оси ка- тапульты самолетам предъявляется требование улучшения взлетных свойств за счет повышения несущих свойств самолетов на взлетных режимах, применения развитой механизации, из- менения длины носовой стойки шасси для достижения тре- буемого угла атаки на взлете (F-4 «Фантом»), поворота всего крыла для тех же целей (F-8A «Крусейдер»), повы- шения давления в пневматиках при полетах с авианосцев и др. Весьма важным фактором надежности корабельных са- молетов на взлете является обеспечение устойчивости ра- боты двигателей корабельного самолета при попадании на его вход пара катапульты в процессе разгона самолета по треку катапульты. Наибольшее влияние на работу двига- теля при попадании в него пара проявлялось у двухкон- турных турбореактивных двигателей с большой степенью повышения давления на самолетах, воздухозаборники ко- торых были близко расположены к треку катапульты. Имеют место или незначительные колебания давления, или 54 срыв в компрессоре, или выключение форсажной камеры и даже заглохание двигателя. Причинами этих явлений яв- ляются следующие три фактора: первый — неравномерный нагрев воздуха на входе в компрессор; второй — измене- ние свойств паровоздушной смеси по сравнению с возду- хом и третий — появление водяных капелек, образующих- ся из перегретого пара катапульты при взаимодействии с воздухом. Р Р -!<•»'* /7 К' К) н-ю* 8 °LSIW ;&2 j Рис. 2.14. Зависимости нагрузок на колеса передней и основных стоек шасси, скорости V от времени движения самолета по трамплину Все это предъявляет повышенные требования к двига- телям корабельных самолетов по величине запасов газо- динамической устойчивости. При трамплинном взлете вследствие движения са- молета со скоростью по трамплину происходит нагрузка шасси с самого наезда на трамплин до схода самолета с него. На рис. 2.14 представлены расчетные зависимости на- грузок на колеса передней РК и основных Рк стоек шас- си от времени движения самолета t по трамплину [13]. Уже в начале движения достигается пик нагрузки на переднюю стойку шасси, далее несколько снижается и перед сходом с трамплина снова возрастает, достигая значений, близких к максимальным. Основные стойки во все время движения по трамплину постепенно разгружаются. Коэффициент нормальной перегрузки пу при наезде самолета на трамп- лин возрастает на 30.. .35% и далее при движении по трамплину несколько увеличивается (еще на 4. ..5%). В момент схода самолета с трамплина исчезает реакция пе- редней, а затем главных стоек шасси (^=9,9 с). Нормаль- ная перегрузка скачкообразно уменьшается от своего мак- 55 симального до минимального значения, а затем медленна увеличивается до значения, соответствующего разгону са- молета. Самолет на вибрирующей палубе в общем случае является нелинейной динамической системой. Входными сигналами системы являются перемещения палубы Нк в- точках контакта с самолетом (шасси самолета), а выход- ными — реакции опор R, нагружающие планер. Если са- молет имеет трехопорную систему, то RI — реакция носо- вой опоры, R2— сумма реакций главных опор шасси, hi — перемещение палубы в точке контакта с пневматиком но- совой опоры, а Я2 — в точках контакта с пневматиками главных опор. Частотный диапазон амплитудно-частотных характеристик можно разделить на следующие зоны: до- резонансную, низкочастотного резонанса, межрезонансную., высокочастотного резонанса и зарезонансную. Расчеты, вы- полненные И. А. Лобаревым, показывают, что на резонанс- ную частоту амплитуды значительное влияние оказывает жесткость амортизаторов и пневматиков. Снижение жест- кости амортизаторов и пневматиков в 10 раз уменьшает резонансную частоту, низкочастотного резонанса в 3.. .4 раза и на порядок уменьшает амплитуду низкочастотного* резонанса. Существенное влияние на амплитудно-частот- ные характеристики динамической системы «планер — шасси» оказывают демпфирующие свойства амортизато- ров. Следовательно, при движении корабля пришвартован- ный самолет испытывает нагружения через вибрирующие части корабля, пневматики и стойки шасси самолета. Чрез- вычайно важными являются жесткостные свойства шварто- вочных элементов и шасси самолета. Посадка корабельных самолетов осуществляется с помощью аэрофинишера, и только самолеты вертикального взлета и посадки и вертолеты осуществляют посадку вер- тикально или с помощью специальных технических средств. Взлет, а особенно посадка самолета на палубу авианосца вынуждает использовать пневматики с высоким давлением. Например, при эксплуатации самолета «Фантом» с сухо- путных аэродромов давление в его пневматиках основных стоек шасси равно 1400 кПа, в то время как при эксплуа- тации этого же самолета на авианосцах это давление сос- тавляет 2500 кПа. Это обусловлено большими вертикаль- ными скоростями снижения (у самолета «Фантом» — 7 м/с), а также динамическими нагрузками при движении 56 по палубе в процессе торможения и разгоне по треку ка- тапульты. Посадки на аэрофинишер выполняются при различных •сочетаниях тормозящей силы и отрицательных продольных ускорений самолета при разных массах самолета и боевой нагрузки. Могут быть посадки как с симметричным, так и асимметричным зацеплением гака самолета за аэрофини- шерный трос. Предельно допустимое отклонение точки ка- сания гака за аэрофинишер при асимметричной посадке Рис. 2.15. Захват тросом аэр о финишер а самолета в воздухе (не коснув- шегося палубы корабля) составляет 20% длины троса аэрофинишера над палубой, т. е. 6. . .7 м в зависимости от типа аэрофинишера. При симметричной посадке имеют место значительные пере- грузки — до 4 g. При асимметричной посадке имеют место как перегрузки, так и возможность потери боковой и путе- вой устойчивости самолета на пробеге во время торможе- ния тросом аэрофинишера. Это вызывает боковые и пу- тевые колебания самолета. Они могут привести к касанию консолей крыла или подвешенного боевого груза о палубу и повреждению конструкции. В процессе эксплуатации самолетов на авианосце по- садка может быть выполнена при различных посадочных положениях самолета по тангажу, крену и курсу, различ- ных скоростях снижения. Все это сказывается на нагруже- нии конструкции самолета и аэрофинишера и учитывается при создании и испытаниях корабельных самолетов. Особым случаем при посадке корабельных самолетов на аэрофинишер авианосца является захват троса аэро- финишера, когда самолет находится в воздухе и не коснул- ся пневматиками палубы корабля (рис. 2.15). Это бывает, когда летчик делает попытку исправления каких-либо оши- бок путем увеличения угла тангажа на малой скорости у 57 самой палубы. При этом происходит рост угла тангажа и захват троса аэрофинишера до касания стойками шасси палубы авианосца. В зависимости от геометрии шасси и~ тормозного гака и центровки самолета результирующая тормозная сила может проходить ниже центра масс (ЦМ) самолета, создавая значительный пикирующий момент. Скорость опускания носа самолета, которая будет в мо- мент касания носовой стойки шасси палубы авианосца,, может привести к большим нагрузкам на шасси. Задача захода на посадку и посадки на авианосец яв- ляется уникальной, поскольку она обусловлена внешними условиями, характеристиками авианосца и характеристи- ками системы «летчик — планер — двигатель». Кроме тре- бований прочности самолета и его элементов при посадке предъявляются весьма жесткие требования по летным ха- рактеристикам и пилотажным качествам. Для обеспечения хороших характеристик при посадке летчик должен про- изводить точные изменения по тангажу и крену для коор- динированного исправления ошибок по глиссаде и курсу. Важным фактором при посадке является устойчивость са- молета на траектории, т. е. по скорости — тяге. Воздушная скорость должна изменяться только путем продольного уп- равления самолетом при постоянном положении ручки уп- равления двигателем (РУД). Требуется, чтобы самолет обладал возможностью маневрирования на постоянном ре- жиме тяги при незначительных изменениях угла атаки и чтобы потребная тяга уменьшалась при увеличении угла атаки и увеличивалась при его уменьшении. Это дает воз- можность вносить необходимые исправления глиссады с помощью продольного управления, исправлять угол атаки до требуемых значений, а затем исправить тягу с помощью положения РУД. Существенно облегчает летчику пилоти- рование на посадке применение автомата тяги. Входными сигналами для автомата тяги являются изменения угла атаки, нормального ускорения и угла отклонения руля вы- соты. Они поступают в вычислительное устройство автома- та тяги. Автомат тяги обеспечивает такое автоматическое изменение тяги двигателя, которое приводит к выдержи- ванию требуемого угла атаки — воздушной скорости в процессе маневрирования на глиссаде и по курсу. Другим важным свойством двигателей корабельных самолетов является его приемистость от режима работы в условиях захода на посадку до максимального для обеспе- чения ухода на второй круг. Величина приемистости для самолетов авианосного базирования составляет 2,5 с. При 58 этом должно быть обеспечено продольное ускорение само- лета 5,5 (км/ч)/с. При вертикальном взлете и посадке корабельных •самолетов возникает целый комплекс специфических осо- бенностей нагружения и функционирования частей само- лета, его систем и силовой установки. При взлете СВВП возможны попадание на вход в их .двигатели горячих выхлопных газов, снижение их тяги и уменьшение запасов по газодинамической устойчивости, поворот газовых струй в сторону воздухозаборников при их взаимодействии с внешним суммарным потоком воздуха над палубой (ветер + ход корабля). Уменьшение подъемной силы из-за подсасывающего действия .выхлопных струй и появления обтекания самолета сверху вниз, нагружение конструкции СВВП вследствие нестационарности восходя- щих от палубы газовых потоков (фонтанов), появляющих- ся при встрече двух и более потоков газов при их ударе о палубу. Акустическое воздействие на конструкцию самоле- та, излучаемое выхлопными струями СВВП при их взаи- модействии друг с другом и препятствием, которым явля- ется палуба корабля. При посадке СВВП возможны значительные нагруже- ния шасси и всей конструкции самолета из-за посадки с креном (либо самолет имеет угол крена, либо палуба вследствие бортовой качки подходит к шасси самолета под углом) и из-за посадки при движении палубы вверх на волне. Особенностью корабельных самолетов любых типов яв- ляется эксплуатация их в условиях среды, интенсивно воз- действующей на конструкцию в виде коррозии. На само- лет и любые его части — двигатель, вооружение и обору- дование воздействуют брызги морской воды, мельчайшая водяная пыль, которая проникает во все открытые- в той или иной степени места, влажность окружающей агмосфе- ры, возможность обледенения. Назначение корабельных самолетов, выполняемые ими •боевые задачи, приведенные условия базирования, внеш- ние воздействия на летательный аппарат при движении корабля, взлете и посадке на палубу и определяют харак- теристики и особенности конструкции корабельных само- летов. 59 2.2. ХАРАКТЕРИСТИКИ И ОСОБЕННОСТИ КОНСТРУКЦИИ КОРАБЕЛЬНЫХ САМОЛЕТОВ КАТАПУЛЬТНОГО ВЗЛЕТА И АЭРОФИНИШЕРНОЙ ПОСАДКИ Особенности базирования на авианосцах, осуществле- ние катапультного взлета и аэрофинишерной посадки и це- левое предназначение оказывают основное влияние на ха- рактеристики и конструкцию корабельных самолетов. В состав авиакрыла, базирующегося на современных авианосцах, входят: истребители, штурмовики, истребите- ли-бомбардировщики, противолодочные самолеты и верто- леты, самолеты РТР и РЭБ, самолеты дальнего радиолока- ционного обнаружения, заправщики. К корабельным истребителям предъявляются высокие требования как по взлетно-посадочным характеристикам, так и особенно по маневренным свойствам. Компоновка ис- требителя определяется желанием обеспечить наилучшее сочетание крыла, фюзеляжа, оперения и силовой уста- новки, чтобы достичь высокой маневренности в бою, мини- мальных значений взлетной и посадочной скоростей; так расположить воздухозаборники, чтобы иметь наиболее вы- сокие их характеристики при маневрах, выбрать геометрию хвостового оперения и расположить его наилучшим обра- зом для согласования с полем скоростей на больших углах атаки. По таким принципам созданы наиболее современ- ные иностранные корабельные истребители F-14 и F/A-18. Истребитель F-14 «Томкэт» — основной корабельный самолет этого типа предназначен для замены самолетов «Фантом» и может выполнять функции: 1. Истребителя сопровождения и завоевания превосход- ства в воздухе. Это главное предназначение, под которое определялись компоновка, геометрические размеры и мас- са самолета. Для этой цели определены радиус действия 800 км, ведение боя в течение 2 мин на средних высотах на форсажных режимах работы двигателя и состав вооруже- ния: встроенная пушка и четыре управляемых ракеты ти- па «Спарроу». 2. Истребителя противовоздушной обороны. Для этой це- ли самолет должен осуществлять патрулирование на рас- стоянии 300 км в течение 2 ч с подвесными топливными баками и шестью управляемыми ракетами дальнего дей- ствия типа «Феникс». 60 19 "О s о to • en • Я 3 со сг •и Е я« 5 о ^3 о? о\ S н П) Sa СГ 3 S « из -V 3. Ударного самолета по наземным и надводным це- лям с бомбовой нагрузкой 6570 кг и двумя управляемыми ракетами «воздух — воздух» типа «Сайдвиндер» для защи- ты от нападения истребителей. Для обеспечения выполнения многообразия задач, воз- лагаемых на самолет, удовлетворения противоречивых тре- бований: большой дальности полета, высокой маневренно- сти и больших скоростей полета (М>2) принята схема са- молета с крылом изменяемой (в полете) стреловидности, применено мощное вооружение и сложное оборудование. Все это обусловило его большую массу. В целях обеспе: чения безопасности полета применены два двигателя, а сложное электронное оборудование системы навигации и управления при боевом применении потребовало двух чле- нов экипажа. Самолет F-14 (рис. 2.16) выполнен по схеме среднепла- на с крылом изменяемой в полете стреловидности с управ- ляемым горизонтальным оперением и двухкилевым верти- кальным оперением. Диапазон углов стреловидности кры- ла в полете 20.. .68°. Основными требованиями при выбо- ре формы и параметров крыла являлись: минимальное смещение фокуса при изменении стреловидности для умень- шения потерь на балансировку и обеспечение высоких ма- невренных характеристик при боевом применении, а так- же приемлемые размеры для размещения на авианосце. Непрерывное изменение угла стреловидности крыла обес- печивает получение максимального качества в любых ус- ловиях полета, т. е. достижения изменения качества по огибающей максимальных величин качества на данном уг- ле стреловидности при изменении числа М полета, как это показано на рис. 2.17. Установка углов стреловидности крыла осуществляется автоматически для достижения мак- симальных маневренных характеристик. Возможна также установка любого требуемого угла стреловидности крыла вручную летчиком из кабины в указанном диапазоне. При размещении самолета на авианосце угол стреловидности крыла увеличивается до 75° в целях уменьшения размеров самолета по размаху. В этом случае происходит перекры- тие плоскостями крыльев поверхностей стабилизатора. Особенностью компоновки самолета является примене- ние небольших поверхностей треугольной формы в плане, выдвигающихся из носовой части неподвижного центро- плана крыла (рис. 2.18). Эти поверхности применяются для создания подъемной силы дополнительно к подъемной си- ле крыла, но эта сила расположена впереди центра масс •62 ,. / х = 22 Ктт,%100, 3 I I <ъ Ci ! 1 С! I ВО 60 40 20 0,6 OJ 0,8 0,9 1,0 • • Число М V 1,2. Рис. 2Л7. Изменение величины качества для данных углов стреловид- ности при изменении числа М полета -4-S Рис. 2.18. Небольшие поверхности треуголь- ной формы в плане, выдвигающиеся из неподвижной части центроплана ба самолета. Это положение дополнительной подъемной силы (впереди ЦМ самолета) крайне желательно из соображе- ний обеспечения требуемых моментных характеристик, ко- торые определяют его устойчивость и управляемость. Для продольных моментных характеристик типичным негатив- ным свойством является резкое и значительное смещение фокуса самолета (точки приложения приращения подъем- ной силы при изменении угла атаки) при переходе от до- звуковых к сверхзвуковым скоростям полета и при значи- тельном увеличении угла атаки, когда на несущих поверх- ностях самолета появляются срывы потока. Вследствие перемещения фокуса назад от центра тяжести самолета появляются большие пикирующие моменты. Выдвижение небольших поверхностей в носовой части центроплана кры- ла впереди ЦМ самолета компенсирует пикирующий мо- мент, т. е. балансирует возникающие моменты, особенно при переходе на сверхзвуковые скорости полета. Обычно эти поверхности убраны в носовую часть неподвижного крыла, а в зависимости от скорости и высоты полета они выдвигаются максимально на угол 15°. Кроме целей ба- лансировки самолета при переходе на сверхзвуковые ско- рости полета эти поверхности служат для получения до- полнительной подъемной силы ДКбал при боевом маневри- ровании. Если бы не было этих поверхностей, то при сме- щении фокуса самолета назад для балансировки пикирую- щего момента от подъемной силы крыла стабилизатор отклонялся бы вниз на отрицательные углы (рис. 2.19), в результате чего подъ- емная сила ДКбал была бы противоположной подъемной силе крыла Y и суммарная сила Rz, искривляющая Чал траекторию движения самолета на маневре, уменьшилась на вели- Г~Л #f +4 У Lit ? Рис. 2.19. Изменение подъ- емной силы при баланси- ровке без выдвигающихся поверхностей (а) и с вы- двигающимися поверхностя- ми (б) 64 чину отрицательной подъемной силы стабилизатора. При выдвижении передних поверхностей этого не требуется, так как они балансируют самолет и в результате имеется большая величина силы для выполнения маневра. Выдви- гающиеся поверхности приводят к снижению изгибающего момента, действующего на конструкцию самолета, в том числе изгибающего момента, воспринимающего шарнирами Рис. 2.20. Отклонение предкрылков и закрылков на различных режимах полета: А — полет с большой скоростью; В — боевое маневрирование; С — взлет и по- садка; / — предкрылок (носок крыла); 2 — интерцептор; 3 — верхняя панель за- крывания щели; 4 — щелевой закрылок; 5 — нижняя панель закрывания щели крыла. Таким образом, эти выдвижные поверхности име- ют многоцелевое назначение. Они выдвигаются совместно с изменением стреловидности крыла и выпуском предкрыл- ков и закрылков. Крыло по всему размаху оборудовано предкрылками и простыми щелевыми закрылками (рис. 2.16). Предкрылки и закрылки отклоняются на взлете, посадке и в полете при выполнении маневров. Максимальный угол отклонения предкрылков— 17°, закрылков — 35°. Предкрылки на каж- дой консоли крыла разделены на две секции, а закрылки— на три секции: две основные (средняя и внешняя) и одну вспомогательную (внутреннюю). При различных режимах 5 Зак. 869 65 полета предкрылки и закрылки отклоняются на различные углы (рис. 2.20). При полете на больших скоростях во всем диапазоне изменения углов стреловидности крыла пред- крылки и закрылки находятся в нулевом положении (не отклонены). При полете на скоростях осуществления бое- вых маневров предкрылки отклоняются на 8°30/, а закрыл- ки — на 10° на углах стреловидности крыла 20: . .57°. На взлете и посадке предкрылки отклонены на 17°, а закрыл- ки на 35° при угле стреловидности крыла 20°. На каждой консоли крыла установлены четырехсекционные интерцеп- торы. Они расположены впереди закрылков по всему раз- маху крыла и могут отклоняться на угол до 55°. Интер- цепторы служат для управления самолетом по крену, так как элероны на самолете отсутствуют. Управление само- летом с помощью интерцепторов совместно с дифференци- альным отклонением стабилизатора осуществляется до уг- лов стреловидности крыла 55°. При больших углах стре- ловидности крыла управление самолетом по крену осуще- ствляется только дифференциальным отклонением консо- лей стабилизатора. Кроме того, интерцепторы служат для непосредственного управления подъемной силой при посад- ке самолета, выполняя также роль воздушных тормозов на посадке. Таким образом, для управления полетом самолета при- меняются: переменная стреловидность крыла, выдвигаю- щиеся поверхности в носовой части неподвижного крыла, предкрылки и закрылки, интерцепторы, подвижный (в том числе дифференциально) стабилизатор и рули направления двухкилевого вертикального оперения. На различных ре- жимах полета осуществляется совместная работа механи- зации крыла и всех органов управления самолетом. На режиме взлета и полета с малой скоростью угол стреловидности крыла — 20°. Все три секции закрылков отклонены на 35°, а предкрылки отклонены на 17°. Для уп- равления по крену используются все секции интерцепторов с возможностью их отклонения до 55° и дифференциальное отклонение стабилизатора. При угле стреловидности кры- ла более 22° на дозвуковой скорости полета вспомогатель- ная (внутренняя) секция закрылков не отклоняется, так как корневая часть консоли крыла начинает входить внутрь неподвижной части крыла. Управление по курсу осущест- вляется рулями направления, кинематически связанными с системой управления по крену. Управление по тангажу осуществляется поворотом (одновременным) подвижного стабилизатора. 66 На режиме боевого маневрирования угол стреловидно- сти крыла 20. . .57°. Две секции закрылков (средняя и внешняя) отклонены на угол 10°, а внутренняя находится в нейтральном (нулевом) положении. Предкрылки отклоне- ны на угол 8°30'. Выдвигающиеся поверхности повернуты на 5° в диапазоне углов стреловидности крыла 20.. .35°, а на углах стреловидности более 35° — на максимальный угол 15°. Управление по крену осуществляется дифферен- циальным отклонением стабилизатора и всеми секциями интерцепторов. При угле стреловидности крыла более 55° для управления по крену используется только отклонение консолей стабилизатора. Отклонение основных секций закрылков и предкрылков и выдвижение дополнительных передних треугольных поверхностей управляются вычисли- телем. На режиме полета с большой скоростью (сверхзвуковые скорости полета) угол стреловидности крыла 68°. Управ- ление по крену осуществляется только дифференциальным управлением стабилизатора. Передние треугольные по- верхности выдвигаются автоматически до угла 15° по ли- нейному закону по скорости полета. На режиме захода на посадку и посадке угол стрело- видности крыла 20°. Все секции закрылков отклонены на угол 35°, предкрылки отклонены на угол 17°. Все секции интерцепторов могут использоваться для управления вели- чиной подъемной силы, т. е. в этом случае они могут от- клоняться одновременно на обеих плоскостях крыла. Воз- душные тормоза используются для управления траектори- ей движения самолета на посадке. Воздушные тормоза расположены на верхней и нижней поверхности хвостовой части фюзеляжа самолета между выходными соплами двигателей. Они применяются для тор- можения самолета при боевом маневрировании, для управ- ления траекторией при бомбометании и заходе на посадку. Совместное отклонение нижней и верхней панелей воздуш- ных тормозов практически не изменяет балансировки са- молета. На посадке для обеспечения необходимого рассто- яния нижних точек самолета от палубы (чтобы не было удара о палубу хвостовой частью самолета) предусмотре- на блокировка выпуска нижней панели воздушного тормо- за в целях ограничения его поворота при выпуске шасси самолета. Горизонтальное оперение имеет угол стреловидности 5Г и отклоняется в диапазоне углов + 14. . .—35°. 5* 67 Двухкилевое вертикальное оперение выбрано из сооб- ражений эффективности работы на больших углах атаки в зоне возмущенного вихревого потока и соображений раз- мещения самолета на авианосце, чтобы не требовалось их складывания. Кили со стреловидностью 47° разнесены на 3,25 м и имеют угол развала 5° от вертикальной плоскости наружу. Рули направления отклоняются симметрично в обе стороны на угол ±30°. Фюзеляж самолета имеет сложную конфигурацию (рис. 2.16). В зоне носовой части — круговое сечение Л, в зоне кабины экипажа — грушевидное сечение В. Далее за воздухозаборниками (С, Д, Е)—сечения сложной формы с выступающими вниз мотогондолами. Фюзеляж состоит из трех частей (секций). В передней расположены кабина экипажа и передняя стойка шасси, к этой части крепятся воздухозаборники и корневые наплывы крыла. В сред- ней части — центральная балка крыла и топливный бак центральной части фюзеляжа. К ней крепятся мотогондо- лы, основные стойки шасси и неподвижная часть крыла. К хвостовой части фюзеляжа крепятся хвостовые час- ти мотогондол, хвостовое оперение (стабилизатор и два киля), верхний и нижний воздушные тормоза, поворотный задерживающий крюк (гак) для торможения самолета аэ- рофинишером при посадке на авианосец. Характерной особенностью самолета являются две вхо- дящие в конструкцию фюзеляжа двигательные гондолы, которые начинаются с воздухозаборников и заканчиваются хвостовыми частями, в которых расположены регулируе- мые створки выходных сопел двигателей. Движение воз- духа от воздухозаборников до выходной части сопла осе- вое (без поворотов). Это во многом предопределяет кон- фигурацию и площадь поперечного сечения фюзеляжа. Фю- зеляж имеет балочную конструкцию с коваными шпангоу- тами. Он выполнен из титановых сплавов. Одним из важнейших элементов конструкции самолета с крылом изменяемой в полете стреловидности является центральная поперечная балка, на которой установлены шарниры поворотных консолей крыла. Консоли крыла пе- редают на балку большие изгибающие и крутящие момен- ты. К балке крепятся элементы фюзеляжа, гондолы двига- телей, поэтому она должна быть исключительно жесткой, прочной и надежной. Размеры и форма центральной попе- речной балки выбраны из условия минимума продольного момента и улучшения аэродинамики. В целях достижения меньших значений продольного момента при изменении 68 стреловидности крыла на больших высотах полета и ин- тенсивном маневрировании определено положение шар- ниров консолей крыла, что и предопределило длину центральной поперечной балки 6700 мм, высоту 355 мм и ширину 838—914 мм. Балка расположена в зоне макси- мального поперечного сечения самолета. Для обеспечения правила площадей и снижения сопротивления потребова- лось иметь V-образное сечение этой балки. Эта балка ис- пользуется также для размещения топливных баков. Кон- струкция центральной поперечной балки состоит из 33 механически обработанных деталей. Применение болтовых соединений привело бы к значительному увеличению мас- сы и проблеме использования полезного объема для раз- мещения топлива. Это потребовало применения новых конструктивных материалов и новых технологических про- цессов. В результате была выбрана схема балки в виде открытого кессона (рис. 2.21), изготовленная методом электронно-лучевой сварки из титана. На рис. 2.21 пока- заны центральная поперечная балка и типы применяемых сварных соединений. Для изготовления этой балки требу- ется 70 отдельных сварных операций, из них 57 бесскосных соединений встык. Остальные соединения внапуск или уг- ловые. Из титановых сплавов изготовляются верхняя и нижняя обшивки крыла. Титан используется в конструк- ции воздухозаборников, панелей хвостовой части фюзеля- жа и трубопроводах гидросистемы. В массе конструкции титан занимает1 24%, алюминиевые сплавы — 39%, сталь— 17%, синтетические материалы — 20%. Одной из наиболее ответственных конструкций явилась конструкция шарниров поворота консолей крыла. Меха- низм шарнира поворота консоли крыла состоит из двух кольцеобразных сферических подшипников. Шарнир изго- товлен из титанового сплава с покрытием из тефлона. Шарнир крепится к кессонной поперечной балке болтами. Поворотные консоли крыла выполнены по двухлонжерон- ной схеме. Стрингеры и нервюры из дюраля. Стабилиза- тор и кили также имеют двухлонжеронную конструкцию, но с многослойной обшивкой. Предкрылки, закрылки, ин- терцепторы и рули направления имеют многослойную об- шивку. Шасси трехстоечное. Все стойки шасси убираются впе- ред. Передняя стойка со спаренными колесами убирается в нишу, расположенную под кабиной экипажа. Главные стойки имеют одинарные колеса. Они крепятся и убира- ются в околофюзеляжные неподвижные части крыла. Для 69 И11( сталь) I F- 14 A (TL-6AI-4V)- Рис. 2.21. Центральная поперечная балка (а) самолета F-14 и типы применяемых сварных соединений (б): 1,7 — нижняя обшивка; 2, 5 — верхняя обшивка; 3, 4, 8, 9 — швы сварных соединений; 6 — центральная нервюра 'О этого во время уборки колеса поворачиваются относитель- но стойки, занимая почти горизонтальное положение. К пе- редней стойке шасси крепится подкос для присоединения самолета к челноку катапульты на авианосце (рис. 2.16). К хвостовой части фюзеляжа крепится убирающийся крюк (гак) для захвата троса аэрофинишера при посадке и торможения самолета с его помощью на палубе авиа- носца. Силовая установка самолета состоит из двух двухконтурных турбореактивных двигателей (ТРДД) TF ЗО-Р-412 фирмы «Пратт-Уитни» с тягой по 93 кН. Удельный расход топлива на форсажном режиме равен Рис. 2.22. Конструктивная схема двигателя TF30-P-4T2 самолета F-14: / — вентилятор; 2 — компрессор низкого давления; 3 — компрессор высокого давления; 4 — камера сгорания; 5 — турбина высокого давления; 6 — турбина низкого давления; 7 — форсажная камера; 8 — реактивное сопло 0,245 кг/(Н-ч), суммарный расход воздуха — 116 кг/с, сте- пень двухконтурности — 0,91, суммарная степень повыше- ния давления воздуха в компрессоре — 18,6, степень по- вышения давления воздуха в вентиляторе — 2,1.. .2,2, тем- пература газов перед турбиной — 1533 К, масса двигате- ля — 1800 кг, максимальный диаметр — 1288 мм. Схема двигателя представлена на рис. 2.22. Вентилятор 1 — трех- ступенчатый с нерегулируемым направляющим аппаратом. Лопатки входного направляющего аппарата обогреваются горячим воздухом, отбираемым от компрессора. Вентиля- тор изготовлен из титановых сплавов. Лопатки рабочего колеса третьей ступени вентилятора изготовлены из бор- алюминиевого композиционного материала. В результате этого масса рабочего колеса уменьшилась на 36% по срав- нению с таким же колесом из титанового сплава. Рабочие лопатки всех трех ступеней вентилятора имеют антивибра- ционные полки. Замки рабочих лопаток вентилятора — ти- па «ласточкин хвост». 71 Компрессор низкого давления 2 — шестиступенчатый, конструктивно объединен в один узел с вентилятором. Они оба на одном валу и приводятся во вращение трехступен- чатой турбиной низкого давления. Направляющие и рабо- чие лопатки первых двух ступеней выполнены наклонны- ми (по потоку). Это повысило КПД компрессора вследст- вие уменьшения отрыва пограничного слоя. Все элементы компрессора низкого давления выполнены из титанового сплава. Лопатки направляющих аппаратов выполнены из стали. Компрессор высокого давления 3 — семиступенчатый. Его элементы выполнены из никелевых сплавов. В этом компрессоре имеются клапаны перепуска воздуха во внеш- ний контур, которые применяются при запуске двигателя и выходе на стационарные рабочие режимы. Камера сгорания 4 — трубчато-кольцевая с восемью малодымными жаровыми трубами. Каждая из жаровых труб во фронтальной части имеет по четыре горелки с двухканальными форсунками. Жаровые трубы двухстенной конструкции с ребристыми стенками, между которыми об- разуются продольные каналы для протока охлаждающего воздуха. Такая конструкция повышает эффективность ох- лаждения (снижается расход охлаждающего воздуха на 50%) и обеспечивает повышение прочности жаровых труб. Вследствие этого их масса уменьшена на 20%. Турбина высокого давления 5 — одноступенчатая, вы- соконагруженная. Лопатки соплового аппарата отлиты из кобальтового сплава с направленной кристаллизацией. Конвективно-пленочное охлаждение лопаток соплового ап- парата обеспечивает их надежную работу при высоких температурах газа перед, турбиной. Рабочие лопатки тур- бины изготовлены из никелевого сплава с направленной кристаллизацией. Лопатки рабочего колеса безбандажные, охлаждаемые воздухом. Турбина низкого давления 6 — трехступенчатая, рабо- чие лопатки первой ступени имеют систему воздушного ох- лаждения. Сопловые лопатки этой ступени также охлаж- даются воздухом. Форсажная камера 7 — со смешением потоков первого и второго контуров. Камера имеет 5 кольцевых зон горения с широким диапазоном регулирования. Система регулиро- вания форсажной камеры обеспечивает широкие пределы изменения степени форсирования путем последовательно- го (зонного) включения или выключения подачи топлива в коллекторы. Применение различных сочетаний зон горе- 72 ния обеспечивает плавное изменение тяги на форсажных режимах от 20 до 100% прироста тяги. Топливная систе- ма форсажной камеры состоит из 7 кольцевых топливных коллекторов со струйными форсунками. Выходное реак- тивное сопло 8 — регулируемое. Основная коробка передач привода агрегатов располо- жена под компрессором и приводится от ротора высокого давления через коническую передачу. На коробке передач расположены приводы к топливным и масляному насосам, стартеру, гидронасосам и другим агрегатам. Система регулирования гидромеханическая. Система ограничения максимальной температуры газов перед тур- биной состоит из датчика температуры и электронного ре- гулятора (ограничителя), сравнивающего замеренную тем- пературу с наперед заданным предельным ее значением. Когда замеренная температура превосходит заданное значение, происходит уменьшение подачи топлива и соот- ветственно снижение температуры газов. Для запуска на этом двигателе применен воздушный турбостартер, расположенный на коробке передач. В силовой установке самолета F-14 применены относи- тельно простые боковые воздухозаборники с внешним сжа- тием и горизонтальными подвижными панелями для их регулирования. Верхняя острая кромка воздухозаборника выдвинута вперед и расположена в носовой части непод- вижной части крыла (наплыва). Воздухозаборники выдви- нуты вперед для избежания влияния крыла. Воздухозабор- ники расположены на некотором расстоянии (178 мм) от фюзеляжа, создавая сравнительно большую щель для от- вода пограничного слоя, образовавшегося на носовой час- ти фюзеляжа (рис. 2.23). Продольные плоскости симмет- Рис. 2.23. Воздухозаборник самолета F-14: / — верхняя острая кромка; 2 — подвижная панель; 3 — нижняя губа воздухозаборника 73 Дозбукобой режим 5 .6 Трансзвуковой режим Сверхзвуковой режим *'••'.*• •••*• *.'.****, **«**«*«^ I **f « t ****«•* ««•* •*!»*•*•• •* Скачки уплотнения Рис. 2.24. Схема воздухозаборника и его регулирования: / — верхняя носовая часть; 2,6,9 — подвижные панели; 3,4 — силовые ци- линдры; 5, 8, 12 — оси вращения панелей; 7 — неподвижная верхняя часть воз- духозаборника; 10 — нижняя часть воздухозаборника; 11 — нижняя губа рии воздухозаборников имеют наклон относительно плос- кости симметрии самолета в сторону фюзеляжа. Такие воздухозаборники имеют хорошую эффективность на ма- невренных истребителях. Они имеют высокие значения вос- становления полного давления в широком диапазоне ско- ростей и на больших углах атаки. Схема воздухозаборника и его регулирования представ- лена на рис. 2.24. Верхняя носовая часть 1 с передней ост- рой кромкой неподвижна и вписывается в конструкцию 74 крыла. Неподвижны верхняя часть воздухозаборника 7, нижняя губа 11 и нижняя часть воздухозаборника 10. Для регулирования воздухозаборника применены три подвиж- ные панели 2, 6 и 9. Горизонтальные панели регулирования воздухозаборников вращаются относительно осей 5, 8 и 12 с помощью силовых цилиндров 3, 4. Поворот панелей для управления воздухозаборником осуществляется автомати- чески по числу М полета. С помощью положения панелей 2 и 9 задаются режимы работы воздухозаборника (в том чис- ле формирование скачков уплотнения), а створка 6 служит для образования щели для перепуска воздуха в атмосфе- ру для согласования работы воздухозаборника с двигате- лем. На дозвуковых скоростях полета передняя 2 и задняя 9 панели расположены почти горизонтально. Площадь сече- ния для прохода воздуха наибольшая. Имеется только щель между панелью 2 и 9, через которую пограничный слой отводится через щель, образованную выпускной па- ] нелью 6. На этом же рисунке штриховыми линиями пока- | зан режим работы воздухозаборника на взлете, когда тре- 1 буется наибольший расход воздуха и его недостаток обес- печивается работой выпускной панели как панели, создаю- щей щель в виде впускных окон (штриховые линии). На этом режиме воздух обтекает нижнюю губу снизу вверх (штриховые линии). На околозвуковых скоростях полета (трансзвуковой ре- жим) панели 2 и 9 несколько отклоняются (поворачивают- ся) относительно осей 12 и 8 вниз. Сечение уменьшается, и появляется прямой скачок уплотнения. На этом режиме также происходит слив пограничного слоя и выпуск части вошедшего воздуха через выпускную щель за счет поворо- та выпускной панели 6 относительно оси 5. На сверхзвуковых скоростях полета передняя панель 2 значительно опускается вниз и изламывается примерно в середине своей длины за счет движения штоков силовых ци- линдров 3. Задняя панель также значительно опускается. Панель 6 открывает щель для выпуска воздуха, попавшего сюда через щель между панелями 2 и 9. В результате об- разуется четыре скачка уплотнения — три косых и один замыкающий почти прямой. Первый косой скачок уплот- нения отходит от передней острой кромки, второй — от первого излома, образованного поворотом панели 2 отно- сительно неподвижного клина 1, и третий — от излома панели 2 на две части примерно на середине его длины. Набегающий поток воздуха сжимается в четырех скач- 75 ках уплотнения, пограничный слой отводится через щель между передней и задней панелями. Затем он сжимается в дозвуковой части воздухозаборника и поступает в двига- тель. Дозвуковая часть довольно короткая, так как в дан- ном воздухозаборнике обеспечивается малая неравномер- ность потока из-за отсутствия заметных местных поворо- тов. Щель между передней 2 и задней 9 панелями в возду- хозаборнике играет важную роль. При отсутствии щели отрыв потока происходит на малых углах поворота пане- лей. Наличие щели обеспечивает безотрывную работу во всем диапазоне режимов. Щель имеет переменное сечение. Она служит для отсоса образовавшегося пограничного слоя на клине ) и панели 2, а также для перепуска излиш- него воздуха через щель, образованную панелью 6, а так- же для впуска воздуха через эту же щель на взлетном ре- жиме. Когда двигатель работает на низких режимах по частоте вращения, у него малый расход воздуха — щель в этом случае широко открыта и избыток воздуха перепус- кается в атмосферу. С увеличением частоты вращения щель уменьшается и соответственно уменьшается количе- ство перепускаемого воздуха. Для улучшения устойчивости работы двигателя на режимах приемистости была увеличе- на толщина губы нижней кромки воздухозаборника, а так- же применен перепуск воздуха из промежуточных ступе- ней компрессора. Благоприятна с точки зрения устойчивой работы двигателя и воздухозаборника работа панели перепуска в режиме впуска воздуха. Все эти эффекты представлены на рис. 2.25, где дана зависимость коэффи- циента запаса устойчивости двигателя или воздухозаборника от толщины губы без створки и со створкой перепуска воз- духа. Увеличение толщины губы, как видно из графиков, приводит к существенному росту коэффициента запаса по помпажу, а применение створки перепуска обеспечивает скачок в величине коэффициента запаса устойчивости. При этом наблюдается существенно меньшее влияние толщи- ны губы нижней кромки воздухозаборника. Примерно так же влияет устройство замедления темпа снижения частоты вращения ротора двигателя при резком снижении тяги и расхода воздуха с целью предотвращения возможности возникновения неустойчивой работы силовой установки. Хорошие характеристики воздухозаборника и двигате- ля позволяют получить широкую область допустимых уг- лов атаки и скольжения при маневрировании самолета. На рис. 2.26 приведены области допустимых углов атаки и 76 Отборна r^ •^ 1 -5 С дополнительна <^> ' II стдоркой -^ 5- ^ <Ь -:з х^ ^* -5 <=> Ъ> -3-S ? .^f. S *§ ^х^*^ t^ с; ^^^ сз >: ^г С 0 j? <т> § ^ ^ СЗ Q --С "> С: дез cm Ворки. ш Толщина гу5ы обечайки Рис. 2.25. Зависимость коэффициента запаса устойчивости от толщины губы обечайки без створки и со створкой перепуска скольжения на малых, больших дозвуковых и околозвуко- вых, сверхзвуковых скоростях полета. На самолете установлены два двигателя, которые обо- рудованы многостворчатыми выходными соплами. При та- кой компоновке двигателей особое внимание уделяется Малые скорости 80 ДозВуковые и околозбукоЬые скорости 40 СдерхзбукоВые скорости « О 20L Угол скольжения, град Рис. 2.26. Области допустимых углов атаки и скольжения при маневри- ровании самолета: на малых, дозвуковых и околозвуковых, сверхзвуко- вых скоростях полета 77 снижению сопротивления хвостовой части самолета при разнесении сопел двигателей. Сопло двигателя /— регули- руемое, состоит из 18 створок, которые с помощью трех гидроцилиндров и общего несущего кольца перемещаются вдоль оси двигателя. Заднее крайнее положение создает форму сужающегося сопла. Наружные обтекатели из лис- тового металла герметизируют зазоры между неподвижны- ми и подвижными элементами сопла и образуют плавный наружный контур с эквивалентным углом наклона 13,5°. На форсажных режимах кольцо со створками перемещает- ся вперед почти вплотную к выходу из форсажной камеры. Сопло превращается в сужающееся—расширяющееся с от- ношением площади выхода к минимальной площади (су- жающейся части), равным 1,2. Наружный контур в этом случае имеет угол наклона 7,5°. Охлаждение сопла осуще- ствляется воздухом после вентилятора, который протекает вдоль стенок форсажной камеры. Пелена холодного возду- ха после вентилятора изолирует створки сопла от горячего газового потока, т. е. в створки специально охлаждающий воздух не подводится. Данное сверхзвуковое сопло обеспечивает такие же ха- рактеристики самолету, что и эжекторное сопло со степе- нью расширения 1,6. Это достигается тем, что выбранное сопло имеет меньшую массу и требует меньший расход воздуха на охлаждение. Как указано, на самолете принята компоновка с боль- шим разнесением двигателей. Это выбрано по соображе- ниям размещения четырех ракет «Феникс» в плоском ка- нале между мотогондолами двигателей. В результате раз- несены воздухозаборники и выходные сопла. Для сниже- ния сопротивления хвостовой части вместе с выходными соплами рассматривались различные конфигурации этой части самолета: длинный межсопловой обтекатель, отходя- щий назад от плоскости крепления сопел на 1,4 длины соп- ла; короткий обтекатель длиной 0,8 длины сопла в виде клина; короткий обтекатель, но с дополнительным цент- ральным уплотнителем. Исследования показали, что на дозвуковых скоростях короткий обтекатель клиновид- ного типа имеет наименьшее сопротивление, а на сверх- звуковых скоростях сопротивление хвостовой части с ко- ротким обтекателем несколько превышает сопротивление с длинным обтекателем. Установка центрального удлинителя к короткому обтекателю ликвидирует это увеличение сопро- тивления. Поэтому на самолете F-14A выбран в хвостовой части между двигателями короткий обтекатель с цент- 78 ральным удлинителем. Такая конфигурация обеспечивает минимальные значения сопротивления хвостовой части в широком диапазоне скоростей полета — как на дозвуко- вых, так и на сверхзвуковых скоростях. Оборудование и вооружение самолета F-14. Прицельно-навигационная система состоит из многорежим- ной импульсно-доплеровской радиолокационной системы AN/AWG-9 поиска, обнаружения, сопровождения и наведе- ния, инфракрасной системы поиска и сопровождения це- лей. Прицельно-навигационная система обеспечивает об- наружение истребителей на расстоянии до 160 км. В за- висимости от эффективной поверхности радиоизлучения (ЭПР) цели ее дальность обнаружения может изменяться от 120 до 315 км. РЛС имеет плоскую антенну диаметром 0,91 м и может осуществлять одновременно сопровожде- ние до 24 воздушных целей и наведение ракет типа «Фе- никс» на 6 целей. Для радиоэлектронного противодействия на самолете устанавливаются контейнеры с дипольными отражателями и ложными целями, имеются активные сред- ства создания помех. В состав средств поражения самолета F-14 входят уп- равляемые ракеты «воздух — воздух» большой дальности действия «Феникс», средней дальности «Спарроу» и малой дальности «Сайдвиндер», 20-мм пушка «Вулкан» с бое- комплектом 676 патронов, различные варианты бомбовой нагрузки. Самолет F-14 разработан в нескольких вариантах: F-14A, F-14B (с ТРДДФ F401), F-14C (с усовершенство- ванным электронным оборудованием и вооружением). Пла- нируется в дальнейшем запустить в серийное производство модификацию Р-14Д с двигателями F 110 и усовершенство- ванным радиоэлектронным оборудованием. Истребитель-бомбардировщик Макдоннел-Дуглас-Норт- роп F/A-18 «Хорнет» имеет два варианта: F — истребитель, А — ударный самолет. Он разработан для замены находя- щихся на вооружении ВМС США самолетов А-7 «Корсар» и F-4 «Фантом». В результате основными боевыми кора- бельными самолетами ВМС США будут истребитель F-14 «Томкэт», истребитель-бомбардировщик F/A-18 «Хорнет» и бомбардировщик А-6 «Интрудер». Самолет F/A-18 (рис. 2.27) имеет крыло умеренной стреловидности (27°) с корневыми наплывами большой стреловидности, стреловидное горизонтальное и двухки- левое вертикальное оперение. Он снабжен двумя ТРДДФ. Взлетная масса в варианте истребителя 15740 кг, а в ва- 79 ц Рис. 2.27. Самолет F/A-18 «Хорнет» рианте ударного самолета — 22320 кг. Максимальная ско- рость полета соответствует М>1,8, посадочная скорость — 248 км/ч, практический потолок — 15240 м, боевой ради- ус в варианте истребителя — 740 км, а в ударном вари- анте — 1065 км. Самолет одноместный. При разработке самолета большое внимание уделялось аэродинамической компоновке. Для получения требуемых характеристик на больших углах атаки выбрана форма крыла в плане с умеренной стреловидностью по передней 80 •:^ кромкел наличием наплыва с большим углом стреловидно- сти и большой концевой хордой, т. е. применено так на- зываемое\гибридное крыло. Такое крыло обладает мень- шим индуктивным сопротивлением, хоро-шими срывными характеристиками и характеристиками по продольной, попе- речной и путевой устойчивости и управляемости самолета, сопротивляемостью сваливания в штопор. Наплыве большой стреловидностью по передней кромке создает вихревые жгуты, которые создают поле разряжения не только на са- мом наплыве, но и над всей поверхностью крыла. Оценка наплывов с прямолинейной передней кромкой и криволиней- ной показала, что наплыв с криволинейной кромкой обес- печивает значительно большую устойчивость вихревых жгу- тов при увеличении угла атаки, а сами вихревые жгуты препятствуют срыву потока на всем крыле. Для улучшения характеристик на дозвуковых и около- звуковых скоростях полета разработана механизация кры- ла, обеспечивающая изменение кривизны профиля крыла. Для изменения кривизны профиля крыла применены от- клоняемые носки и закрылки практически по всему разма- ху крыла. Носки и закрылки отклоняются автоматически в зависимости от угла атаки и числа М полета. Такая авто- матизация обеспечивает минимальное сопротивление на различных режимах маневрирования без вмешательства летчика. Но летчик может и вручную управлять отклоне- нием носков и закрылков при маневрировании, заходе на посадку и посадке. Максимальный угол отклонения носков 25°, а закрылков — 20° при выполнении маневров. На взле- те они отклоняются на 30°, а на посадке носки — на 30°, а закрылки — на 45°. Что же дает применение наплывов, от- клонение носков и закрылков? На рис. 2.28 приведена за- висимость максимального коэффициента подъемной силы Су max от числа М полета для исходного крыла 1, крыла с Су та* Завися- > Oft о,в 1.2 1,6 М Рис. 2.28. мость максимального коэффициента сутах подъемной силы от числа М полета само- лета F/A-18: / — для исходного кры- ла фиксированной кри- визны без наплывов; 2 — для крыла с наплывами; 3 — для крыла с наплы- вами и отклоняемыми носками и закрылками 6 Зак. 869 81 " / наплывами 2 и крыла с наплывами и отклоняемыми нос- ками и закрылками 3. Применение наплывов сложной кон- фигурации приводит к увеличению площади крыла при- мерно на 10% и вызывает рост коэффициента подъемной силы на 50%. Еще прирост максимального коэффициента подъемной силы обеспечивается за счет изменения кривиз- ны профиля крыла путем отклонения носков и закрылков. При этом обеспечивается сравнительно малое индуктивное сопротивление на больших углах атаки, так как вихревые жгуты, сходящие с наплывов в сочетании с изменением кривизны профиля, предотвращают или затягивают срывы лотока с крыла. ^х max- 0,04 Д02 V 8 16 24 52 Рис. 2.29. Изменение коэффициента момен- та поперечной управ- ляемости самолета F/A-18 при больших углах атаки: о i _ исходное крыло; ^> 2 — крыло с наплывами Улучшение обтекания крыла способствует повышению управляемости самолета. Так, применение гибридного кры- ла существенно улучшает поперечную управляемость при больших углах атаки (рис. 2.29), одновременно заметно уменьшает рыскание. Гибридное крыло уменьшает также перемещение аэродинамического фокуса при переходе от дозвуковых к сверхзвуковым скоростям. Это приводит к уменьшению потерь на балансировку при сверхзвуковых скоростях и маневрах с большими перегрузками, посколь- ку уменьшается направленная вниз аэродинамическая си- ла горизонтального оперения. Эта сила еще более умень- шается при установке наплыва под некоторым углом отно- сительно крыла, благодаря чему центр давления всего кры- ла смещается вперед. Выбор кривизны профиля наплыва проводится из усло- вия минимума индуктивного сопротивления как при дозву- ковых, так и при сверхзвуковых скоростях. Оптимальны- ми оказались наплывы, имеющие большую кривизну. Вследствие большого угла стреловидности наплыва оказа- лось возможным придать ему большую кривизну без суще- ственного увеличения времени разгона самолета. Благодаря 82 \ такой "кривизне наплывов появление интенсивных вихрей задерживается вплоть до значения коэффициента подъем- ной силы, превышающего значения, характерные для крей- серского режима или установившихся сверхзвуковых ма- невров. В то же время это не препятствует формированию вихрей, необходимых для увеличения подъемной силы при больших углах атаки. В результате указанных мер происходит уменьшение коэффициента индуктивного сопротивления, обеспечивае- мое гибридным крылом с наплывами большой кривизны по сравнению с крылом без наплывов. Это уменьшение ло- бового сопротивления соответствует увеличению скорости установившегося разворота при М=1,2 примерно на 8%. В целях минимизации индуктивного сопротивления при малых сверхзвуковых скоростях, в особенности при числе М=1,2, определено распределение площадей поперечных сечений фюзеляжа выше и ниже плоскости крыла, обеспе- чивающее наилучшее соотношение между значениями ин- дуктивного и лобового сопротивления при нулевой подъем- ной силе. Наибольший эффект достигается при распреде- лении площадей, обеспечивающем полезную аэродинами- ческую интерференцию, которая приводит к увеличению подъемной силы при заданном угле атаки. Нужное распре- деление площадей было достигнуто значительным умень- шением площади поперечных сечений фюзеляжа над кры- лом (большим, чем требуется по обычному правилу пло- щадей, минимизирующему сопротивление при нулевой подъемной силе) и небольшим увеличением площади по- перечных сечений под крылом. Области сильного разреже- ния, которые появляются над крылом в результате приня- того уменьшения площади фюзеляжа, распространяются на обширную поверхность крыла, создавая положительную подъемную силу. Возрастание площади поперечных сече- ний фюзеляжа под крылом также создает положительную подъемную силу. Этот метод выбора площадей получил название д и ф ф ер е н ц и а л ь н о г о правила площа- дей. ' Найденный тип распределения площадей, обеспечивая полезную интерференцию, уменьшает угол атаки, потреб- ный для достижения заданного коэффициента подъемной силы, и, следовательно, индуктивное сопротивление, но це- ною некоторого увеличения лобового сопротивления при нулевой подъемной силе. Кроме того, создается благопри- ятный продольный момент, уменьшающий потери на ба- лансировку. Снижение сопротивления позволило получить 6* . 83- прирост угловой скорости установившегося разворота на 5%. / На рис. 2.30 показано применение дифференциального правила площадей (б) в сравнении с обычным 'правилом площадей, использованным для снижения сопротивления при разгоне на существовавших ранее самолетах (а). Л Сдерху и снизу Сдерху Снизу а Рис. 2.30. Применение дифференциального правила площадей на само- лете F/A-18 (б) по сравнению с обычным правилом площадей (а) На первых этапах проектирования предполагалось обес- печить собственную устойчивость и управляемость само- лета, а также сопротивляемость сваливания в штопор без дополнительных средств улучшения устойчивости. Затем в проект были включены новейшие системы улучшения ус- тойчивости для обеспечения высоких пилотажных характе- ристик самолета. Для получения продольной устойчивости при больших углах атаки и предотвращения бафтинга оперения в пото- ке воздуха за крылом при больших перегрузках горизон- тальное оперение было расположено ниже крыла. Уменьшение потерь на балансировку при маневрах до- стигается двумя нестандартными способами. Система улуч- шения продольной управляемости обеспечивает статиче- скую устойчивость, устойчивость при маневрах и демпфи- рование, вследствие чего для заданного уровня пилотаж- ных характеристик возможно уменьшение запаса продоль- ной статической устойчивости, но в пределах, установлен- в4 ных из условия безопасности полета при неработающей системе улучшения устойчивости. Применение горизонталь- ного оперения большего размера, чем это требуется для выполнения условия устойчивости и управляемости, позво- ляет еще более сместить центр масс назад. Существенное уменьшение балансировочных потерь по сравнению с его значением при обычной практике проектирования обуслов- лено сочетанием малых балансировочных усилий, получен- ных благодаря смещению центра масс назад, и малых от- клонений горизонтального оперения, необходимых для соз- дания этих усилий. Суммарный эффект от уменьшения ба- лансировочных потерь выражается в улучшении характе- ристик установившегося виража при М=1,2 примерно на 10% (с учетом увеличения массы хвостового оперения и сопротивления при нулевой подъемной силе). В окончательном варианте самолет имел 3%-ный запас продольной статической устойчивости. Однако нейтральная центровка по перегрузке соответствует значительно боль- шему сдвигу центра масс назад, чем при обычной ней- тральной центровке, поэтому при маневрах нейтральная центровка по перегрузке никогда не достигается. Указан- ная устойчивость реализуется только при малых значениях коэффициента подъемной силы (устойчивость возрастает с увеличением подъемной силы) и неработающей системе улучшения управляемости, т. е. при аварийных ситуациях. Размеры и расположение вертикального оперения вы- браны из условия обеспечения путевой устойчивости во всем диапазоне скоростей при углах атаки, превышающих их максимальные балансировочные значения. Два киля от- клонены от вертикали наружу, в вихревое поле, создавае- мое наплывами. На рис. 2.31 приведена характеристика путевой устойчивости в функции угла атаки для однокиле- вого 1 и двухкилевого 2 вариантов вертикального оперения Ц004 Рис. 2.31. Характе- ристика путевой ус- тойчивости при раз- ных углах атаки: 1 — для однокилевого вертикального оперения; 2 — для двухкилевого вертикального оперения 85 с одинаковыми статическими моментами их площади в по- токе за гибридным крылом. Двухкилевой вариант обеспе- чивает устойчивость и сопротивляемость штопору во всем диапазоне углов атаки, в то время как одно,килевое верти- кальное оперение характеризуется сильной путевой неус- тойчивостью при больших углах атаки. Расположение вертикального оперения, сдвинутого впе- ред горизонтального, было выбрано из следующих сообра- жений: не допустить снижения эффективности горизонталь- ного оперения из-за интерференции с отклоненными вер- тикальными килями; получить низкое сопротивление при сверхзвуковых скоростях вследствие благоприятного рас- пределения площади поперечных сечений самолета от но- совой до хвостовой части; наилучшим образом согласовать крепление вертикального оперения и силового привода го- ризонтального оперения с конструкцией фюзеляжа. Система управления самолетом включает необ- ратимые бустерные устройства, усилия на рычагах управ- ления создаются автоматами усилий. Управление по тангажу осуществляется с помощью обычной двойной механической проводки из тросов и тяг,, соединенной с управляемым стабилизатором. Система улучшения продольной управляемости служила для фор- мирования требуемых аэродинамических сил во всем диа- пазоне полетных режимов. Однако самолет мог пилотиро- ваться и без системы улучшения управляемости и единст- венным основанием для ее применения являлась необходи- мость обеспечения требуемых характеристик на переход- ных режимах. Высокая надежность в эксплуатации наряду с низкими закупочной стоимостью и эксплуатационными расходами была главным критерием при выборе этой сис- темы. Управление по крену осуществляется одновременно с помощью элеронов, имеющих электродистанционное управ- ление, и горизонтального стабилизатора с дифференциаль- ным отклонением левой и правой консолей. Горизонтальное оперение является основным органом управления креном при больших значениях скоростного напора, когда эф- фективность элеронов уменьшается из-за влияния аэроуп- ругости, а элероны (совместно с горизонтальным оперени- ем) обеспечивают управление по крену при малых скоро стях. Элероны управлялись с помощью электрических сиг- налов, идущих непосредственно от ручки управления к ис- полнительному механизму. Горизонтальное оперение доста- точно эффективно по крену, чтобы обеспечить безопасный 86 полет самолета, в том числе осуществить посадку с не- работающими элеронами. Система улучшения управления креном, действующая по сигналу об угловой скорости кре- на, улучшает маневренные свойства самолета и характери- стики слежения за целью. Управление по курсу осуществляется с помощью обыч- ной механической проводки, идущей к силовым приводам рулей направления. Система улучшения путевой устойчи- вости самолета реагирует на угловую скорость рыскания, боковую перегрузку и произведение угловой скорости кре- на на угол атаки. Наряду с формированием переходных процессов боко- вого движения система улучшения управляемости по кре- ну и система улучшения путевой устойчивости стабилизи- руют мгновенную продельную ось вращения самолета от- носительно линии прицеливания пушки, чтобы уменьшить маятниковый эффект. Для дальнейшего улучшения пере- ходных процессов бокового движения была введена связь элеронов с рулями направления. Сопротивляемость штопору самолета обеспечивается умеренной стреловидностью крыла, наплывами, отклоняе- мым носком крыла, низким расположением горизонталь- ного оперения, двухкилевым вертикальным оперением с от- клоненными наружу килями, связью элеронов с рулями направления, боковыми плоскими выступами — гребнями на носовом конусе фюзеляжа. Применение этих выступов явилось результатом использования опыта разработки са- молета F-5, который имеет носовую часть, оптимальную для обеспечения путевой устойчивости при больших углах атаки и требуемого обтекания крыла. Носовой конус са- молета имеет круговое сечение, а боковые гребни обеспе- чивают ему требуемую форму поперечного сечения. Умеренная стреловидность, гребни и отклоненные носки способствуют сохранению приемлемого обтекания крыла при больших углах атаки и тем самым сохранению про- дольной, поперечной и путевой устойчивости. Благодаря низкому расположению горизонтального оперения созда- ется сильный момент пикирования при больших углах ата- ки, что уменьшает опасность чрезмерного заброса по тан- гажу. Вертикальное оперение и боковые гребни на носке фю- зеляжа улучшают путевую устойчивость при больших углах атаки. Влияние гребней, имеющих ширину около 5 см, на коэффициент путевой устойчивости при числе М = 0,2 пока- 87 зано на рис. 2.32. Аналогичный эффект был установлен и для околозвуковых скоростей. Связь элеронов с рулями направления уменьшает об- ратное рыскание, вызываемое отклонением элеронов, и спо- собствует сохранению эффективности управления по крену.. Испытания моделей в аэродинамической трубе показа- ли хорошую управляемость при углах атаки до 45°, очень глу 0,003 0,002 0,001 О 10 20 50 а. Рис. 2.32. Влияние гребней на коэффициент момента рыскания: 1 —- без гребней; 2 — с гребнями высокую степень сопротивляемости штопору и возможность вывода самолета из штопора с помощью обычных приемов. Для самолета были выбраны боковые нерегулируемые воздухозаборники с вертикальными отсекателями погра- ничного слоя. Такой выбор определялся компромиссом между требованиями к восстановлению давления при сверхзвуковых скоростях до М=1,6 и к сопротивлению, связанному с растеканием воздуха, при больших дозвуко- вых и малых сверхзвуковых скоростях. Система отвода по- граничного слоя используется для уменьшения отрицатель- ного влияния взаимодействия ударной волны с погранич- ным слоем воздухозаборника при больших сверхзвуковых скоростях полета. Воздухозаборники под крылом находятся в потоке, угол скоса которого из-за влияния крыла значительно меньше угла атаки самолета (примерно на 60% ). Как при дозвуко- вых, так и при сверхзвуковых скоростях это способствует уменьшению неоднородности поля скоростей потока на вхо- де в воздухозаборники. При сверхзвуковых скоростях крыло также затормажи- вает поток, повышая степень восстановления давления в воздухозаборниках при увеличении угла атаки самолета. 88 В результате в условиях сверхзвукового установившегося маневра существенно увеличивается тяга двигателя (до 5% при числе М=1,6). Щели в наплывах в зоне воздухозаборников обеспечи- вают отвод пограничного слоя фюзеляжа и ослабляют вредное влияние поля давления крыла, предотвращая утолщение пограничного слоя. Испытания воздухозаборников подтвердили их расчет- ные характеристики при дозвуковых и сверхзвуковых ско- ростях и хорошую совместимость с двигателями. Благодаря относительно короткому тракту воздухоза- борника были снижена масса конструкции и высвобожде- ны внутренние объемы для размещения топливных баков в районе центра масс самолета. Все эти работы были вы- полнены на предшественнике самолета F/A-18 — самолете YF-17. Если опытный самолет YF-17 разрабатывался как спе- циализированный истребитель завоевания превосходства в воздухе, то самолет F/A-18 предназначался, кроме того, и для выполнения задач изоляции поля боя и сопровождения при эксплуатации с палубы авианосца, поэтому его конст- рукция имеет значительные отличия от конструкции YF-17. Для осуществления посадок на палубу шасси и фюзеляж самолета были усилены, установлен задерживающий крюк, обеспечено складывание крыла. Возросшая при этом взлет- ная масса потребовала увеличения площади крыла с 32,5 до 37,16 м2 для сохранения на прежнем уровне удельной нагрузки на крыло. Внутренний запас топлива был увели- чен в связи с большей дальностью полета при выполнении задач изоляции поля боя и сопровождения. Тяга двигате- лей была увеличена с 66,7 до 71,22 кН для сохранения на прежнем уровне тяговооруженности самолета. На самолете F/A-18, так же как и на самолете YF-17, конфигурация системы «крыло — фюзеляж» была выбрана в соответствии с дифференциальным правилом площадей, обеспечивающим благодаря полезной аэродинамической интерференции увеличение подъемной силы при заданном угле атаки. Необходимое распределение достигалось уменьшением площади поперечных сечений фюзеляжа над крылом и увеличением под крылом. Параметры крыла ЛА F/A-18 — относительное удлине- ние 3,5, угол стреловидности по передней кромке 27°, сим- метричный околозвуковой профиль с относительной тол- щиной 5% (линия максимальной толщины проходит по се- рединам хорд). Однако примененные на самолете F/A-18 89 носок крыла и закрылки (относительная хорда 18 и 28% соответственно), автоматически отклоняющиеся в зависи- мости от угла атаки и числа М, изменяют кривизну про- филя в полете и обеспечивают значительно меньшее ин- дуктивное сопротивление и больший коэффициент подъем- ной силы при больших углах атаки. Это дает значительное Рис. 2.33. Вид наплыва большой площади, установленного перед корне- вой частью крыла увеличение угловой скорости разворота самолета. Макси- мальный угол отклонения носка крыла составляет 35° (у самолета YF-17 он был равен 25°). Максимальный угол от- клонения закрылков, составляющий 45°, должен использо- ваться только на взлете и при посадке; при ведении воздуш- ного боя на малых скоростях угол отклонения закрылков не будет превышать 30°. Элероны, имеющие максимальный угол отклонения 45°, зависают при максимальном отклоне- нии закрылков. Особенностью механизации крыла является наличие отклоняемых щитков перед носками закрылков и элеронов. Эти поверхности служат для направления потока воздуха к закрылкам и элеронам и улучшения их эффективности в диапазоне углов отклонения от 30 до 45°. Перед корневыми частями крыла установлены наплывы большой площади (рис. 2.33). Наплывы, имеющие боль- шую стреловидность по передней кромке, генерируют вих- ри, влияющие на вихри, создаваемые на крыле, и образуют 90 вместе с ними на больших углах атаки вихревую систему, аналогичную вихревой системе крыла малого удлинения. При этом увеличивается подъемная сила, отодвигается порог бафтинга, уменьшается сопротивление и улучшается поперечная устойчивость. Интенсивность вихрей, создавае- мых наплывами, увеличивается с ростом угла атаки; при этом возрастает также зона крыла, на которую они воз- действуют. Применение наплывов приводит к увеличению коэффициента сутах на 60%. Кроме того, наплывы улуч- шают работу воздухозаборников двигателей при больших углах атаки. Площадь наплывов у самолета YF-17 составляла 4,25м2. У самолета F/A-18 с учетом необходимости обеспечения больших Сушах Для снижения скорости захода самолета на посадку площадь наплывов увеличена до 5,55 м2, что поз- волило получить Сутах=1,9, в то время как у самолета YF-17 су1Пах=1,7. Для дальнейшего улучшения устойчиво- сти и управляемости самолета F/A-18 при малых скоростях и больших углах атаки наплывы были несколько продол- жены вперед и их передним кромкам была придана слож- ная форма. Передние участки наплывов повышают интен- сивность вихрей, создаваемых основной частью, и увеличи- вают воздействие на хвостовое оперение. Разработка системы механизации крыла и наплывов проводилась в соответствии с тремя основными требова- ниями. Первое из них состояло в том, что летчик дол- жен видеть ватерлинию авианосца при горизонтальном по- лете со скоростью, равной расчетной минимальной скоро- сти захода на посадку (соответствующей углу атаки 8°), в момент пересечения глиссады с углом наклона 4°. Точка пересечения глиссады должна находиться на высоте 20 м над поверхностью воды и на расстоянии 150 м за кормой авианосца. Этим обеспечивалась возможность использова- ния визуальной системы посадки. Второе требование вытекало из условия обеспечения необходимого при посад- ке увеличения подъемной силы, что исключило бы удар хвостовой части фюзеляжа о палубу. У самолета F/A-18 при угле атаки 14° в момент касания палубы обеспечен угол клиренса хвостовой части 15,1°. Третье требование состояло в том, чтобы обеспечить при установившемся по- лете по глиссаде с углом наклона 4° и при фиксированном положении РУД возможность резкого (не более чем за 5 с) увеличения высоты полета на 15 м с использованием не более 50% располагаемой подъемной силы. Выполнение этого требования позволяет летчику существенно скоррек- 91 тировать траекторию планирования, не выходя при этом на срывной режим. Отклонение закрылков вызывает приращение подъемной силы за центром масс самолета, что приводит к появлению момента пикирования, и при ручном управлении закрыл- ками в бою их благоприятное влияние на качество самоле- та снижается вследствие балансировочных потерь. В случае автоматического управления закрылками наряду с появле- нием момента пикирования происходит увеличение угла атаки, т. е. появляется стабилизирующий эффект. Если за- крылки могут отклоняться на всех режимах дозвукового полета, преимущество этого эффекта можно реализовать, сдвинув центровку самолета назад и уменьшив при этом балансировочные потери. Отклонение носка крыла оказывает небольшое влияние на устойчивость и балансировку самолета вследствие то- го, что отклоненный носок обеспечивает в основном безот- рывное обтекание всего крыла при больших углах атаки и почти не создает дополнительной местной подъемной си- лы. Наплывы же при больших углах атаки приводят к по- явлению значительной местной подъемной силы, прило- женной перед центром масс самолета, поэтому их влияние на устойчивость самолета противоположно воздействию ав- томатически управляемых закрылков; они создают значи- тельный дестабилизирующий эффект, усиливающийся при увеличении угла атаки. При собственной устойчивости са- молета наличие наплывов требует значительно более пе- редней центровки, расчет которой проводится при большом угле атаки. По этим причинам для улучшения боевых ха- рактеристик самолета наплывы и закрылки разрабатыва- лись одновременно с определением необходимой центровки самолета, чтобы их преимущества были реализованы пол- ностью. Самолет F/A-18 «в основном устойчив» по тангажу. Под этим подразумевается, что существуют режимы поле- та, на которых самолет не обладает собственной продоль- ной устойчивостью и электродистанционная система обес- печивает создание искусственной устойчивости. Неустойчи- вые режимы полета возникают на больших дозвуковых ско- ростях, так как именно в этих случаях дестабилизирующее влияние наплывов является наибольшим. При отказе или повреждении электродистанционного управления и исполь- зовании механической проводки диапазон рабочих углов атаки будет сильно ограничен, что приведет к ухудшению посадочных характеристик самолета. 92 Поперечное управление самолетом F/A-18 обеспечива- ется зависающими элеронами, занимающими 20% разма- ха крыла и имеющими большие углы отклонения, а также дифференциально отклоняемым стабилизатором. В 1981 г. для достижения требуемой угловой скорости крена было введено дифференциальное управление за- крылками и носком крыла совместно с элеронами, была увеличена жесткость на кручение путем повышения проч- ности задней части крыла, упрочнена задняя часть крыла в корневой зоне для увеличения критической скорости флаттера, увеличена длина элеронов на 0,5 м (до конца крыла), были увеличены углы дифференциального откло- нения консолей стабилизатора (рис. 2.34). 25 - & #20 § ъ § чь % 15 **. •о |" <о CR к Ъ 5 **ь cs ^ $ 0,2 0,4 0,6 Число М 0,8 1,0 Рис. 2.34. Управ- ление элементами крыла и стабили- затора для дости- жения требуемой угловой скорости крена: 1 — ограничения по С', 2 — тяга равна сопротивлению; 3 — ограничения по пере- грузке пу = 8'. а — крыло с наплывами; б — с автоматически отклоняемыми носка- ми и закрылками; в — без механизации и наплывов На большинстве самолетов, у которых дифференциаль- ный стабилизатор используется в качестве основного или вспомогательного средства поперечного управления, его дифференциальное отклонение приводит к изменению ха- рактера обтекания киля и появлению значительного момента рыскания, направленного в сторону разворота само- лета. На самолете F/A-18 кили смещены вперед относи- тельно стабилизатора, поэтому дифференциальное откло- нение стабилизатора должно привести к появлению незави- симого момента крена. Стабилизатор, размах которого сос- 93 тавляет 60% размаха крыла, должен обеспечить достаточ- но эффективное поперечное управление в случае отказа элеронов, электродистанционное управление которыми име- ет только двухканальную схему резервирования. Диффе- ренциальный стабилизатор является основным средством поперечного управления при сверхзвуковых скоростях, когда эффективность зависающих элеронов с большой хор- дой значительно снижается из-за аэроупругой крутильной деформации крыла. Рис. 2.35. Картины обтекания двухкилевого вертикального оперения при скольжении самолета Смещение килей самолета F/A-18 вперед по отношению к стабилизатору приводит к уменьшению плеча управля- ющей силы и, следовательно, к необходимости увеличения площади килей. Однако в этом случае исключается аэро- динамическое затенение рулей направления и большей части поверхности килей при больших углах атаки как крылом, так и стабилизатором. Это обеспечивает сохране- ние эффективности рулей направления, достаточной для создания искусственной путевой устойчивости и демпфиро- вания. Для исключения неблагоприятного влияния на кили вихрей, сходящих с наплывов крыла при больших углах атаки, кили были отогнуты наружу. При скольжении само- лета вихрь от наплыва, проходящий рядом с килем, обра- щенным в сторону, противоположную направлению сколь- жения, вызывает у этого киля боковой скос потока, оказы- вающий стабилизирующее влияние на движение самолета '(рис. 2.35). Вихрь, проходящий между килями, оказывает равное и противоположное влияние на оба киля и поэтому не влияет на устойчивость самолета. Кили самолета F/A-18 разнесены друг от друга на достаточно большое расстояние, позволяющее избежать их интерференции при полете со сверхзвуковой скоростью. Конструктивные особенности F/A-18 обеспечивают ему высокие характеристики боковой управляемости и устой- чивости при больших углах атаки, вплоть до 60°, и, следо- вательно, дополнительные преимущества в воздушном бою. Например, резкое увеличение лобового сопротивления при 94 выходе на большие углы атаки позволяет атакуемому са- молету оказаться в положении атакующего. Воздухозаборники двигателей расположены под наплы- вами, что обеспечивает их эффективную работу при боль- ших углах атаки. Подобное расположение воздухозаборни- ков вызывает неравномерность поля скоростей и турбу- лентность потока воздуха в канале воздухозаборника вследствие засасывания пограничного слоя. На самолете F/A-18 пограничный слой отводится вверх через щели меж- ду наплывом и фюзеляжем. Вертикальный отсекатель, вы- ступающий перед воздухозаборником почти на 1 м, отводит пограничный слой фюзеляжа, направляя его вверх и вниз от воздухозаборника. Непосредственно перед воздухоза- борником отсекатель имеет перфорированную поверхность;, через отверстия перфорации засасывается и отводится собственный пограничный слой отсекателя. Верхняя часть губы воздухозаборника находится на некотором расстоянии от наплыва, что обеспечивает отвод пограничного слоя нижней поверхности наплыва. Для того чтобы предотвра- тить срыв потока в воздухозаборнике при больших углах атаки, нижняя кромка губы отогнута внутрь, что способ- ствует появлению подсасывающих сил при дозвуковых ско- ростях. Поверхность вертикального отсекателя составляет угол 5° с направлением невозмущенного потока воздуха и обеспечивает предварительное сжатие воздуха при сверх- звуковых скоростях. Однако эффективность нерегулируе- мых воздухозаборников самолета F/A-18 резко снижается при числах AV>2. Все поверхности управления, а также закрылки само- лета имеют сотовую конструкцию с алюминиевым заполни- телем и обшивкой из графитоэпоксидного композиционного- материала. Носки стабилизатора и килей выполнены из ти- тана. Из композиционных материалов изготовляются пане- ли обшивки крыла и килей, крышки смотровых люков. Об- щая масса композиционных материалов составляет 590 кг^ т. е. 10% массы конструкции самолета. Доля по массе других материалов в конструкции планера составляет: алюминиевые сплавы — 47,7%, титановые сплавы— 11,7%, сталь—15%, остальные материалы — 15,6% (рис. 2.36). В конструкции ЛА применен графитоэпоксидный мате- риал. Считается, что этот материал будет широко исполь- зоваться в будущем в конструкциях летательных аппара- тов. Крыло F/A-18 имеет шесть лонжеронов, кили — по два лонжерона и консоли стабилизатора — по одному. Обшив- 95 ка самолета, включая частично наплывы, выполнена из композиционных материалов. В месте стыковки крыла с фюзеляжем для уменьшения массы конструкции применен сплав титана. На первых самолетах F/A-18 отмечалась не- достаточная жесткость крыла, на строящихся серийных ЛА усилена обшивка заднего лонжерона крыла. Фюзеляж Е^-/ Ш!.? Рис. 2.36. Применяемые материалы в конструкции самолета F/A-'lt8: 1 — алюминиевые сплавы; 2 — сталь; 3 — титановые сплавы; 4 — композицион- ные материалы; 5 — стекло и стеклопластик самолета F/A-18 типа полумонокок, на верхней поверхно- сти фюзеляжа в хвостовой части имеется воздушный тор- моз, выполненный из композиционного материала. Расчетный ресурс планера самолета составляет €000 летных часов с учетом 2000 взлетов с помощью ката- пульты и 2000 посадок с использованием задерживающего крюка. Шасси F/A-18 трехстоечное, с носовой стойкой. Конструкция главной стойки шасси (рис. 2.37) пред- ставляет собой усложненную рычажную систему. Все ос- новные детали главной стойки изготовлены из стальных нормализованных поковок. Детали подвергали термообра- ботке до 1,93—2,06 ГПа, затем на них наносили защитное алюминиевое покрытие методом осаждения из газовой фа- зы, после чего их покрывали полиуретановой краской. 96 со со К <г> Направление движения Рис. 2.37. Конструкция основной стойки шасси: / — привод замка бокового подкоса; 2 — гидроцилиндр выпускай уборки шасси; 3 — корпус стойки; 4 — рычаг; 5 — складываю- щийся боковой подкос; 6 — замок убранного положения шасси; 7 — масляный амортизатор; 8 — механизм укорачивания и пово- рота стойки •-vj На главной стойке шасси самолета установлены новый легкий пневматик диаметром 762, шириной 292 и посадоч- ным диаметром 368 мм и легкие тормоза на основе угле- родных композиционных материалов. Конструкция главных стоек шасси у самолета F/A-18 сложнее, чем у самолета YF-17, поскольку их уборке мешают УР «Спарроу» или контейнеры с электронным оборудованием на ударном ва- рианте, подвешиваемые на боковых подфюзеляжных пило- нах. Носовая стойка шасси (рис. 2.38) консольного типа имеет два пневматика 559X169X254 мм и убирается впе- ред по направлению полета. Колеса носовой стойки шасси поворачиваются на угол ±75°, что позволяет осуществить разворот вокруг одной из главных стоек шасси. Большая скорость снижения при заходе на посадку (максимально 7 м/с) приводит к тому, что кинетическая энергия палуб- ного самолета оказывается приблизительно в 5,2 раза боль- \ ше кинетической энергии эквивалентного самолета аэро- дромного базирования. Это приводит к необходимости дуб- i лирования отдельных узлов конструкции шасси, увеличе- | ния обжатия стоек, применения колес большого диаметра и более прочных стоек шасси. Ход амортизаторов стоек шасси: главной — 635 мм, но- совой — 470 мм. Тормозной крюк самолета F/A-18 (рис. 2.39) крепится к внешнему фиксированному пилону. Вертикальный сило- вой цилиндр-амортизатор крепится верхним концом к пла- неру самолета, а нижним — к шарнирному соединению тормозного крюка. Для обеспечения посадки при отклоне- нии от курса тормозной крюк может шарнирно поворачи- ваться в горизонтальной плоскости на угол ±20°. Во время уборки тормозного крюка пружинно-масля- ный амортизатор, расположенный в корневой части, удер- живает его в центральном положении. После уборки сра- батывает замок убранного положения, а резиновый амор- тизатор предотвращает удар тормозного крюка о планер самолета. Все детали тормозного крюка, кроме захвата, изготав- ливаются из высокопрочной стали, захват крюка — из стальных поковок, на которые в месте зацепления троса наносится износостойкое покрытие, содержащее железо, никель и кобальт. На корневую часть тормозного крюка и захват наносится защитное алюминиевое покрытие, затем они покрываются полиуретановой краской. ; 98 •-J * Спереди Сбоку ^ Рис. 2.38. Конструкция носовой стойки шасси: 1 — гидроцилиндр выпуска и уборки шасси; 2 — направление движения; 3 — задний подкос; 4 — обтекатель; 5 — управляющий механизм; б — узел зацепления удерживающей штанги; 7 — двухзвенник; 8 — соединительная штанга; 9 — привод управления (о носовым колесом; 10 — створки ниши со о о j __ Рис. 2.39. Тормозной крюк самолета F/A-18: переключатель положения тормозного крюка; 2 — крепление к планеру; 3 — гидроамортизатор; 4 — амортизатор; 5 — замок убранного положения; 6 — захват; 7 — штанга; 5 — боковой амортизатор; 9 — шарнирное соединение; 10 — пилон Гидравлическая система самолета F/A-18 состоит из двух независимых систем с рабочим давлением 21 000 кПа, от которых работают приводы всех рулевых поверхностей шасси, тормозов и других систем. Она соз- дана с учетом обеспечения максимальных боевой живуче- сти и боеготовности. Для этого было применено моделиро- вание на ЭВМ, позволившее оптимизировать работу гидро- системы и подтвердившее отсутствие разрушающих резо- нансных колебаний и допустимый уровень пульсаций дав- ления в системе. Многие узлы гидравлической системы самолета F/A-18 являются модификацией узлов F-15: насосы, датчики уров- ня жидкости в баках, трехпозиционные клапаны-переклю- чатели кольцевания. Применение титановых сплавов позво- лило снизить массу трубопроводов по сравнению со сталь- ными на 30 кг; из стали изготовлены цилиндры и нагру- женные элементы силовых приводов аэродинамических по- верхностей управления. В гидравлической системе самолета F/A-18 использует- ся рабочая жидкость, обеспечивающая работу системы в диапазоне температур от —40 до +135° С. Каждая гидравлическая система непосредственно за на- сосом и блоком фильтров с помощью клапанов, находя- щихся в датчиках уровня рабочей жидкости в баках, раз- ветвляется на две подсистемы. Такая схема совместно с комплексом клапанов-переключателей обеспечивает четы- рехканальную схему резервирования для наиболее важных органов управления. Клапаны-переключатели образуют в дополнение к двум имеющимся так называемый третий контур гидросистемы, что обеспечивает дополнительное ре- зервирование работы приводов стабилизатора и резервные источники питания для других моторов и приводов поверх- ностей управления, которые имеют лишь один источник пи- тания. Клапаны-переключатели имеют шесть отверстий для тока жидкости и трехпозиционный шток. При нормальном давлении в системе шток отжимается жидкостью в поло- жение, обеспечивающее нормальный приток и отток жид- кости от исполнительного механизма. При понижении дав- ления шток под действием пружины перемещается и запи- рает отверстие нормального притока жидкости, одновре- менно образуется закольцованная магистраль в контуре, расположенном за клапаном-переключателем, и блокиру- ется подача жидкости от резервного источника питания. При таком положении штока давление жидкости в кон- туре за клапаном-переключателем будет повышаться с по- 101 мощью небольшого пружинного аккумулятора. В случае дальнейшего понижения давления в этом контуре шток останется в указанном положении, что предотвратит вклю- чение дублирующего контура. Однако если понижение дав- ления произошло вследствие кавитации жидкости в конту- ре силового привода, то шток переместится в положение, обеспечивающее подключение дублирующего контура. Аварийное управление воздушным тормозом и шасси осуществляется с помощью специального аккумулятора объемом 0,008 м3, работа которого дублируется аккумуля- тором запуска вспомогательной силовой установки. По- следний обеспечивает также аварийное управление носо- вым колесом и системой заправки топливом в полете. Конструкция гидросистемы обеспечивает блокировку неисправности (утечки жидкости) в одном из контуров. Все штоки поршней имеют дублированное гермоуплотне- ние. Управление закрылками сохраняется при повреждении двух электроканалов и одного источника питания гидро- системы. Остальные силовые приводы сохраняют работо- способность при повреждении одного электроканала управ- ления и выходе из строя одного источника питания гидро- системы. При выходе из строя гидро- и электросистемы все сервоприводы работают как демпферы с большим сопро- тивлением. В этом случае все аэродинамические поверхно- сти установятся в исходное положение. В системе установлены датчики уровня рабочей жидко- сти в баках, которые значительно повышают надежность и живучесть гидравлической системы, облегчают ее техоб- служивание. Кроме того, они снижают влияние поврежде- ний в воздушном, бою, пожароопасность и не допускают ра- боту насосов вхолостую. Установленные на самолете F/A-18 баки с жидкостью имеют различную ориентацию, чтобы обеспечить гидростатическое давление на входе на- соса и предотвратить образование воздушных пробок в ма- гистралях, которые могут появиться вследствие неправиль- ной эксплуатации или неполадок в системе. Одной из особенностей ЛА является вспомогательная силовая установка (ВСУ), которая была установлена на самолете для эксплуатации на переднем крае боевых дей- ствий. С помощью ВСУ можно осуществить запуск двига- телей и проверить работу любой из систем самолета без использования вспомогательного наземного оборудования. Подача каждого насоса при частоте вращения его рото- ра 4600 об/мин составляет 3,5 дм3/с. Заброс давления при 102 резком прекращении расхода не превышает 25300 кПа (на эту величину давления настроен предохранительный кла- пан гидросистемы). При переходе от нулевого расхода к полному давление в системе не падает ниже 15800 кПа, в этом случае восстановление производительности насосов до уровня 90% происходит за 0,05 с. Раздельное расположе- ние двигателей и насосов предусматривает их независимое техобслуживание. Для быстрой замены насосы крепятся к системе трубопроводов с помощью V-образных поясных за- жимов и быстросъемных самогерметизирующихся соеди- нений. Это позволяет избежать демонтажа трубопроводов при техобслуживании гидронасосов или баков с жидко- стью. На F/A-18 предусмотрена возможность питания воз- душного турбостартера от ВСУ или воздухом, отобранным от одного из двигателей, что повышает надежность пита- ния гидросистемы при работе одного двигателя. Высокая степень резервирования бортовых систем са- молета обеспечивает возможность посадки при поврежде- нии одного двигателя, одного гидронасоса, основной элек- трической системы или механической проводки управления стабилизатором, а также при выходе из строя двух из че- тырех контуров гидросистемы. Размещение коробки при- водов и насосов вдали от горячих участков двигательного отсека существенно снизило пожароопасность, разнесение агрегатов гидросистем в поперечном направлении и раз- мещение между ними ВСУ и элементов конструкции само- лета снизило вероятность одновременного выхода из строя обеих гидросистем при повреждении самолета. Силовая установка состоит из двух ТРДДФ F 404 (рис. 2.40), специально разработанных для самоле- тов F/A-18. Фирма поставила перед собой задачу макси- мально упростить конструкцию двигателя, повысить его на- дежность, упростить обслуживание, обеспечить низкую стоимость и эксплуатационные расходы. Для достижения этих целей было решено пойти даже на некоторое увеличе- ние удельного расхода топлива и отношения тяги двига- теля к его массе. На первое место было выдвинуто дости- жение высоких эксплуатационных показателей. Необходимость увеличения примерно на 4,4 кН тяги обусловила повышение расхода воздуха двигателем F 404 по сравнению с ТРДДФ YJ 101 на 10%. Степень двухкон- турности была повышена до 0,34 для уменьшения удельно- го расхода топлива. Диаметр вентилятора был увеличен на 0,23 м, диаметр турбины низкого давления — на 0,10 м; были увеличены также площадь сечения и длина сопла. В 103 / Рис. 2.40. Двухконтурный турбореактивный 1 — З-ступенчатый вентилятор; 2 — 7-ступенчатый компрессор высокого давления; мера; 6 — регулируемое целях уменьшения массы двигателя в его конструкции было решено по-прежнему использовать одноступенчатую турбину высокого давления. Стенки канала внешнего кон- тура двигателя выполнены из титанового сплава с помо- щью химического фрезерования. К числу особенностей конструкции двигателя F 404 от- носится размещение в фюзеляже коробки привода вспомо- гательных агрегатов. Установленная на самолете ВСУ обеспечивает автономный запуск двигателя и позволяет проводить полную наземную проверку всех систем без под- ключения внешнего источника питания. Тяга двигателя на форсаже — 71,2 кН, степень повышения давления — 25, степень двухконтурноети — 0,34, расход воздуха — 63,5 кг/с, масса — 960 кг, длина — 4030 мм, диаметр — 890 мм. Двигатель F 404 по сравнению с двигателем J 79, уста- новленным на самолете «Фантом», имеет приблизительно на 50% меньшую массу, на 25% меньшую длину, на 11% меньший диаметр, на 14% больший расход воздуха и на 33% меньшее число деталей (14300 вместо 22000). В процессе летных испытаний отмечалась большая при- емистость ТРДДФ F 404 (для перехода от режима малого газа до максимального форсажа потребовалось всего 3,3 с). К началу серийного производства объем летных испы- таний двигателя превысил 1000 ч, а общий объем доводоч- ных испытаний — 10800 ч. 104 двигатель с форсажем F 404: 3 — камера сгорания; 4 — 2-ступенчатая газовая турбина; 5 — форсажная ка- выходное устройство Высотные испытания двигателя показали незначитель- ные отклонения от расчетных показателей удельного рас- хода топлива на высоте 10670 м при скорости полета, со- ответствующей числу М-2, и у земли при скорости, со- ответствующей числу М=1,1. Эти режимы полета явились предельными, для достижения которых было необходимо включение форсажной камеры. Было также отмечено улуч- шение удельного расхода топлива при работе двигателя на среднем режиме без использования форсажной камеры в полете у земли со скоростью, соответствующей числу М = 0,2, и на высоте 10000 м при скорости, соответствую- щей числу М=1. Вместе с тем двигатель имеет достаточ- ный избыток тяги в средней области полетных режимов. Вооружение. На самолете F/A-18 установлена пуш- ка «Вулкан» калибром 20 мм. Эта пушка может осущест- влять стрельбу со скоростью 6000 и 4000 выстрелов в ми- нуту. Боезапас пушки «Вулкан» 570 снарядов. Из-за того что на самолете F/A-18 пушка установлена в передней части фюзеляжа перед кабиной, существует воз- можность ослепления летчика при стрельбе в ночное вре- мя. Однако такая установка позволяет избежать засасы- вания пороховых газов в воздухозаборники и заглохания двигателей. Для подвески вооружения на самолете F/A-18 имеются 11 внешних узлов; по одному на концах крыла, по три под каждой консолью крыла и три подфюзеляжных (рис. 105 2.41), на которых может быть размещено вооружение об- щей массой 7710 кг. На F/A-18 может быть установлено одновременно до восьми УР класса «воздух — воздух»: две «Сайдвиндер» на концах крыла, две УР «Спарроу» на пилонах под воз- духозаборниками, на подкрыльных узлах подвески могут быть установлены по одной УР «Спарроу» или по две «Сайдвиндер». Могут быть установлены на самолете F/A-18 10 бомб Мк 82, ракеты «воздух — поверхность» «Мейверик» с ла- зерной системой наведения и «Харм». Рис. 2.41. Узлы подвески и состав вооружения самолета F/A-18: / — УР «Сайдвиндер»; 2 — УР «Спарроу»; 3 — топливный бак или оружие «воздух — поверхность»; 4 — УР «Спарроу» или контейнер с электронным обо- рудованием; 5 — топливный бак или оружие «воздух — поверхность»; 6 — УР «Спарроу» или контейнер с ИК системой переднего обзора При выполнении ударных операций на большом удале- нии от места базирования на подфюзеляжном и двух внут- ренних подкрыльных пилонах могут устанавливаться сбра- сываемые подвесные топливные баки, а вооружение — на двух внешних узлах подвески. Оно может состоять из че- тырех бомб массой по 456 кг. В такой конфигурации ско- рость полета и радиус действия самолета F/A-18 больше, чем у палубного бомбардировщика А-7Е. На самолете F/A-18 установлена новейшая система уп- равления огнем, которая в режиме «Воздух — поверхность» осуществляет непрерывный расчет точки падения бомб и обладает такими же возможностями, как и прицельная бомбардировочная система с сопровождением по угловой скорости линии визирования цели ARBS. Система управле- ния огнем самолета F/A-18 обеспечивает при поражении наземных целей бомбами точность попадания 0,005—0,007, что значительно лучше, чем у самолета F-4 (0,030). Сис- 106 тема применяется также при пуске УР класса «воздух— воздух», «воздух — поверхность» и стрельбе из пушки. Бортовое радиоэлектронное оборудова- ние. На самолете F/A-18 установлена система управления огнем с импульсно-доплеровской РЛС Хьюз AN/APG-65. Размеры РЛС AN/APG-65 уменьшены на 20%, а ее воз- можности расширены по сравнению с РЛС самолета F-15. Диаметр плоской антенной решетки РЛС AN/APG-65 боль- ше, чем на самолетах F-4 и F-16, и составляет 710 мм. Объ- ем РЛС без антенны — 0,124 м3, масса — 153 кг. РЛС AN/APG-65 состоит из 14000 деталей, что значительно меньше количества деталей в РЛС AWG-9 самолета F-14 «Томкэт», состоящей из 27 000 деталей. РЛС AN/APG-65 работает в диапазоне частот от 8 до 12,5 ГГц. В РЛС используются высокая, средняя и низкая частоты повторения импульсов (ЧПИ), охватывающие диа- пазон от 1 до 100 кГц. Высокая ЧПИ позволяет увеличить дальность действия РЛС и обеспечивает обнаружение вы- сокоскоростных целей, движущихся на встречном курсе. Однако этот режим не эффективен при обнаружении це- лей, движущихся с малой относительной скоростью, не обеспечивает требуемой точности измерения дальности до цели. Для измерения дальности до цели в РЛС AN/APG-65 применяется низкая ЧПИ. Средняя ЧПИ обеспечивает на средней дальности обнаружение и точное сопровождение небольших высокоскоростных целей. РЛС может работать в режимах «Воздух — воздух» и «Воздух — поверхность», максимальная дальность обнару- жения самолета средних размеров 148 км. При работе в режиме «Воздух — воздух» РЛС само- лета F/A-18 может выполнять: — поиск цели по скорости (в этом режиме применяется высокая ЧПИ, летчику предоставляется информация об азимуте и скорости полета цели); — поиск цели с определением дальности (использова- ние высокой и'средней ЧПИ для обнаружения цели на большой дальности независимо от ее ракурса, скорости и курса); — автоматическое сопровождение нескольких целей при поиске на дальности до 75 км (используется средняя ЧПИ); при сопровождении одновременно 10 целей на дисп- лей могут выводиться одновременно отметки только вось- ми целей. Летчику предоставляется информация о высоте, скорости и ракурсе приоритетной цели; 107 — сопровождение одиночной цели (отметка на колли- маторном индикаторе о возможности перехода на этот ре- жим появляется при работе РЛС в режиме поиска цели с определением дальности, когда расстояние до цели стано- вится меньше 150 км). Для слежения за одиночной высоко- маневренной целью применяется угловое моноимпульсное двухканальное сопровождение. При этом для оценки поло- жения цели при выполнении разворотов на 180° использу- ется бортовая ЭВМ. На коллиматорный индикатор выво- дятся сигналы управления для атаки и данные, необходи- мые для пуска ракеты, а на многофункциональный инди- катор в кабине летчика — информация о скорости, высоте и пространственном положении цели. Высокая ЧПИ обеспечивает применение УР класса «воздух — воздух» с полуактивной системой наведения «Спарроу», при малой дальности для поражения воздуш- ной цели может применяться УР с ИК системой наведения «Сайдвиндер»; — выделение отдельных воздушных целей в группе на дальности до 55 км при расстоянии между целями не ме- нее 150 м (используется режим с доплеровским заострени- ем луча, обеспечивающий высокую разрешающую способ- ность). При ведении воздушного боя могут применяться сле- дующие автоматические режимы РЛС для захвата цели на дальности от 150 до 9 км (рис. 2.42): — вертикальное сканирование (одно сканирование за 2 с в диапазоне от +60 до —14° по возвышению и в диапа- зоне 5,3° по азимуту; режим применяется при выполнении самолетом крутого виража); Рис. 2.42. Автоматические режимы работы РЛС самолета F/A-18: а — вертикальное сканирование; б — сканирование в вертикальной и горизон- тальной плоскостях; в — захват по линии визирования, сканирование в секторе 3,5° по азимуту и возвышению 108 — захват в поле зрения коллиматорного индикатора 20X20° (одно сканирование за 2 с в диапазоне от +14 до —6° по возвышению и в диапазоне 10° по азимуту); — захват по линии визирования (при сканировании в секторе 3,5° по азимуту и возвышению); — прицеливание для стрельбы из пушки (применяется на дальности до 9 км); на коллиматорный индикатор выво- дятся данные о дальности и скорости цели и высвечивается прицельная метка. После запирания на цель на экране дис- плея появляется соответствующая отметка. Летчик может сам выбирать требуемый автоматический режим захвата цели. При работе в режиме «Воздух — поверхность» РЛС мо- жет выполнять: — картографирование местности (используется низкая ЧПИ). Режим обеспечивает «грубое» картографирование территории, находящейся прямо по курсу; — картографирование местности в режимах доплеров- ского заострения луча (при картографировании небольшо- го участка земли достигается увеличение масштаба изо- бражения 67: 1, а при картографировании большого участ- ка — 19 : 1); — следование рельефу местности и облет препятствий; летчику предоставляются два типа данных о профиле мест- ности: текущие (в направлении вектора скорости самоле- та) и расчетные (по курсу); — обнаружение надводных целей; — обнаружение и сопровождение движущихся и непод- вижных наземных целей (используется угловое моноим- пульсное .сопровождение). Средняя наработка на отказ РЛС AN/APG-65 равна 106 ч, что значительно больше аналогичного показателя для РЛС AWG-9 самолета F-14 «Томкэт». Модульная кон- струкция РЛС AN/APG-65 позволяет заменить неисправ- ный блок в течение 15 мин. При выполнении ударных операций по наземным целям на пилонах под воздухозаборниками самолета F/A-18 уста- навливаются контейнеры с ИК системой FLIR AN/AAS-38 и контейнер с лазерной системой целеуказания и панорам- ной камерой AN/ASQ-173. До последнего времени техническое усложнение боевых самолетов с высокими летными данными, как правило, со- провождалось увеличением трудозатрат на техническое об- служивание и снижением уровня оперативной готовности. Ранее в число характеристик, которые требовалось про- 109 демонстрировать при летных-испытаниях военного самоле- та, входили только массовые и летные характеристики. Для характеристик надежности и трудозатрат на обслужи- вание обычно устанавливались ориентировочные уровни, которые часто не достигались. Улучшение показателей тех- нического обслуживания осуществлялось уже во время экс- плуатации самолетов. При разработке самолета F/A-18 использовался новый подход: надежность и трудозатраты на обслуживание при- равнивались к другим характеристикам, для того чтобы обеспечить как низкую стоимость жизненного цикла само- лета в мирное время, так и его высокую эффективность во время проведения боевых действий. Как показал анализ, значительно более высокая эффективность авиационной части, базирующейся на авианосце и укомплектованной самолетами F/A-18, по сравнению с авиационной частью, укомплектованной самолетами, состоящими на вооружении в настоящее время, будет на 50% обусловлена лучшими боевыми характеристиками самолета F/A-18 и на 50% большей надежностью, простотой технического обслужива- ния и повышенной живучестью. На самолете F/A-18 применена электродистанционная система управления с трехкратным резервированием и до- полнительной механической проводкой к стабилизатору, которая обеспечивает возвращение самолета на базу даже при полном отказе его электродистанционной системы уп- равления. Повышению надежности способствует примене- ние и более простой, чем на существующих самолетах, сис- темы механизации крыла, а также использование нерегу- лируемых воздухозаборников. Высокие требования в от- ношении надежности предъявляются и к многоцелевому бортовому оборудованию самолета. Гарантируемое время налета между отказами самолета в целом равно 3,7 ч. Высокая живучесть самолета F/A-18 обеспечивается двухдвигательной компоновкой, наличием резервных сис- тем управления и специальных защитных устройств для топливной системы. Для упрощения производства, снабжения запасными частями и технического обслуживания самолета предусмот- рена взаимозаменяемость многих парных элементов кон- струкции и систем. Взаимозаменяемы левый и правый дви- гатели (коробка приводов размещается в двигательном отсеке планера самолета), подкрыльные пилоны, консоли хвостового оперения. К бортовому оборудованию, системам самолета и силовой установке обеспечен свободный доступ. ПО Трудозатраты на техобслуживание самолета во время эксплуатации должны составить 11 человеко-часов на лет- ный час (чел. ч/л. ч), по парку серийных самолетов 18 чел. ч/л. ч. Во время летных испытаний эта цифра бы- ла несколько меньше (8 чел. ч/л. ч), в связи с тем что тех- обслуживание самолетов осуществлялось специалистами фирмы «Макдоннелл-Дуглас». В настоящее время трудо- затраты на техническое обслуживание сам-олетов А-7Е, F-4 и F-4J составляют 28 и 49 чел. ч/л. ч соответственно (рис. 2.43). Г-18А F-14 А-7Е F-4J 10 20 30 40 50 чел.ч/л. ч Рис. 2.43. Трудозатраты на техническое обслуживание самолетов А-7Е и F-4J В число других характеристик входили также время подготовки к повторному полету, равное 15 мин (при об- служивании самолета одновременно не более чем тремя техниками), средняя продолжительность одного ремонта 1 ч 46 мин, продолжительность нахождения неисправности 5 мин для 95% видов отказов и 10 мин для 5% отказов, продолжительность замены четырьмя техниками двигателя 21 мин, продолжительность замены РЛС двумя техниками 20 мин. Испытания оборудования самолета F/A-18 проводились в условиях, соответствующих эксплуатационным (с учетом вибраций, температуры, влажности и т. д.) и зависящих от типа оборудования и его размещения на самолете. Было определено, например, что при расчетном ресурсе планера 6000 ч (2000 взлетов с помощью катапульты и 2000 посадок с использованием задерживающего крюка) некоторые сис- темы самолета должны иметь ресурс 9800 ч с учетом рабо- 111 ты двигателей на земле, технического обслуживания и про- верок. Двухместный всепогодный палубный бомбардировщик (штурмовик) А-6Е «Интрудер» при максимальной взлет- ной массе при катапультном взлете с авианосца 26580 кг имеет дальность полета 1630 км с максимальной боевой нагрузкой. Максимальная взлетная масса при взлете с аэ- родрома равна 27400 кг, максимальная посадочная масса Рис. 2.44. Палубный бомбардировщик (штурмовик) А-6Е «Интрудер» при посадке на авианосец — 16330 кг, посадочная ско- рость — 205 км/ч, максимальная нагрузка на внешних под- весках — 8165 кг, максимальная скорость без внешних под- весок — 1360 км/ч, максимальная скорость у земли — 1040 км/ч, крейсерская скорость — 765 км/ч, практический потолок — 13600 м, площадь крыла — 49,1 м2. Самолет А-6Е (рис. 2.44) представляет собой средне- план с однокилевым вертикальным оперением. Фюзеляж самолета — типа полумонокок длиной 16,69 м. Трапециевид- ное крыло размахом 16, 15 м имеет сложенные концевые части 7,72 м. Угол стреловидности равен 25°, площадь кры- ла — 49 м2, угол стреловидности по 1/4 хорд — 25°. Меха- низация крыла состоит из отклоняемых предкрылков пло- щадью 4,63 м2 и закрылков площадью 9,66 м2 по всему раз- маху крыла и интерцепторов, расположенных перед за- крылками площадью 3,81 м2. У задней кромки на концах крыла расположены расщепляющиеся воздушные тормоза. На верхней поверхности консолей крыла расположены не- 112 большие аэродинамические гребни. Хвостовое оперение состоит из цельноповоротного стабилизатора и киля с ру- лем направления. Шасси — трехстоечное. Основные стойки (одноколес- ные) убираются вперед в ниши, расположенные в обтекате- лях воздухозаборников, передняя стойка с двумя колеса- ми— назад. На передней стойке имеется штанга для креп- ления самолета к челноку катапульты. В хвостовой части фюзеляжа установлен выпускающийся и убирающийся за- держивающий крюк для торможения самолета при посад- ке тросами аэрофинишера. Самолет имеет две гидравлические системы, которые применяются для1 привода предкрылков и закрылков, рас- щепляющихся воздушных тормозов на концах крыла, тор- мозов колес и фонаря кабины. Дополнительно имеется гид- равлический насос с электроприводом для управления ста- билизатором и рулем направления в ограниченной обла- сти режимов полета. В состав электрической системы входят два стартера- генератора мощностью 30 кВт каждый. Они обеспечивают запуск двигателей и электроснабжение бортового оборудо- вания. Для аварийного снабжения бортового оборудования применяется воздушная турбина, работающая от набега- ющего потока и расположенная над корневой частью левой консоли крыла. На самолете установлены два бесфорсажных турборе- активных двигателя J52-P-8B с максимальной тягой по 41,2 кН каждый. Удельный расход топлива составляет 0,087 кг/(Н-ч). Диаметр двигателя равен 796 мм, длина — 3018 мм, масса — 960 кг. Двигатели с боковыми воздухо- заборниками расположены у корневых частей крыла, при- жаты к фюзеляжу ниже поверхности крыла. Первоначаль- но на самолете применялись поворотные сопла на угол до 23°, затем на серийных самолетах сопла фиксированы под углом 7°. Перед лобовым стеклом кабины размещена съемная штанга для заправки топливом в полете. В состав бортового оборудования самолета А-6Е вхо- дят: поисковая многорежимная радиолокационная стан- ция обнаружения и сопровождения движущихся и непод- вижных целей в условиях плохой погоды, обеспечения сле- дования рельефу местности, картографирования местности; цифровая ЭВМ; инерциальная навигационная система; ав- томатическая система посадки на палубу авианосца; дат- чики системы TRAM, ИК система переднего обзора, лазер- 8 Зак. 869 ИЗ ный целеуказатель и дальномер, лазерный приемник, кото- рые расположены на турели в передней нижней части фю- зеляжа; новое связное и навигационное оборудование, а также оборудование опознавания. / Основным индикатором на самолете является много- функциональный индикатор, с помощью которого осуще- ствляются навигация, выход самолета в район курсирова- ния авианосца, заход на посадку, выбор оружия и бомбо- метание или пуск ракет. Вооружение самолета расположено на четырех под- крыльевых и одном подфюзеляжном узлах подвески. Каж- дый узел рассчитан на подвеску нагрузки массой 1630 кг. Применяются разные варианты подвески нагрузки, но наи- более типичными являются: 28 бомб массой 227 кг каждая; три бомбы массой 908 кг плюс два подвесных топливных бака емкостью по 1135 л. Самолет оснащается также уп- равляемыми ракетами «воздух—воздух» «Сайдвиндер», уп- равляемыми ракетами «воздух — поверхность» «Буллпап», противокорабельными управляемыми ракетами «Гарпун» и «Харм». На базе самолета А-6Е создан самолет радиопротиво- действия ЕА-6В «Пр-аулер». Его носовая часть удлинена на 1,03 м для размещения кабины с четырьмя членами экипажа (летчика и трех операторов системы радиоэлек- тронного противодействия). Масса внутреннего оборудова- ния увеличена до 3630 кг и пяти подвесных контейнеров с оборудованием массой по 430 кг. Максимальная взлетная масса самолета с пятью под- весными контейнерами 29 500 кг. Дальность полета с че- тырьмя контейнерами и одним подфюзеляжным подвесным топливным баком 1315 км. Практический потолок — 11600м. На самолете ЕА-6В установлена комплексная система радиопротиводействия. Блоки системы расположены в фю- зеляже и в подвесных подкрыльевых и подфюзеляжном контейнерах. Один самолет ЕА-6В может почти полностью подавить работу пяти радиолокационных станций. Для этой цели экипаж самолета во время предварительной под- готовки к полету устанавливает частотные диапазоны, ре- жимы работы и другие разведданные радиолокационных станций, которые надо подавлять в районе цели. Вся ин- формация о пяти РЛС заранее вводится в память борто- вого вычислителя комплексной системы радиопротиводей- ствия. Самолеты ЕА-6В более поздних выпусков имеют оборудование, позволяющее одновременно подавлять до .114 восьми радиолокационных станций или радиостанций. На них установлены турбореактивные двигатели J52-P-408 с большей тягой — 51 кН. Самолеты А-6А (66 штук) переоборудованы в палубные самолеты-заправщики КА-6Д. В середине 1984 г. для усовершенствования палубных штурмовиков и штурмовиков морской пехоты решено на базе самолета А-6Е создать штурмовик A-6F, отвечающий требованиям 90-х годов. Планируется при этом использо- вать элементы техники и технологии самолета F/A-18 — двигатели, аппаратуру, вооружение. Так, планируется вме- сто турбореактивных двигателей J52 применить двухкон- турные ТРД F404-GE-400 в бесфорсажном варианте с максимальной тягой по 48 кН. Увеличение тяговооружен- ности позволит увеличить максимальную взлетную массу самолета. Меньшая масса двигателей, меньшие габариты и удельный расход топлива улучшат маневренные и взлет- но-посадочные характеристики самолета. РЛС самолета A-6F с антенной, имеющей режим син- тезированной апертуры. Так, антенна РЛС самолета A-6F имеет геометрическую апертуру 914 мм. В режиме синтези- рования она может быть увеличена в 100 раз. Такая РЛС позволит обнаруживать наземные, морские и воздушные цели на дальностях в 2 раза больших, чем это возможно на современных РЛС. При этом увеличивается примерно в 10 раз устойчивость против постановки помех. Эта РЛС сохранит возможность полета самолета в режиме следо- вания рельефу местности. На специальном индикаторе рельеф местности будет отображаться в трех измерениях, Т- е. пространственно. Самолет будет оборудован цифровой автоматической системой управления полетом, новой инер- циальной навигационной системой. Управлять оборудовани- ем планируется с помощью двух бортовых усовершенство- ванных ЭВМ и аппаратуры отображения. Вся аппаратура сопрягается между собой посредством системы распреде- ления цифровых данных по единой шине. Самолет A-6F кроме бомбардировочного вооружения и ракет «Буллпап» планируется вооружить противокорабель- ными ракетами «Гарпун» большой дальности пуска с ак- тивной радиолокационной системой наведения и ракетами «Мейверик» небольшой дальности пуска с ИК системой наведения. Для подавления радиоэлектронных средств предусматривается применение управляемых ракет с пас- сивной головкой самонаведения «Харм». Для защиты са- молета предусмотрена установка ракет «воздух — воздух» 8* 115 •«Сайдвиндер» ближнего воздушного боя и AIM-120 сред- ней дальности пуска. Летные испытания опытных образцов самолетов A-6F проведены в 1987—1988 гг., а их серийный выпуск начат -с 1989 г. / Палубный противолодочный самолет S-3A «Викинг» фирмы «Локхид» (рис. 2.45) с взлетной массой 23800 кг, с .максимальной дальностью полета без подвесных топлив- яых баков 4800 км, радиусом действия 852 км при поиске Рис. 2.45. Палубный противолодочный самолет S-'ЗА «Викинг» подводных лодок в течение 4,5 ч на скорости 686 км/ч представляет собой высокоплан с двумя двухконтурными турбореактивными двигателями без форсажа TF34-GE-2. Максимальная посадочная масса составляет 20830 кг, а при посадке на палубу авианосца — 17 100 кг. Во внутренние баки заливается 5960 кг. Максимальная -скорость полета равна 686 км/ч, скорость патрулирования на уровне моря — 297 км/ч, скорость захода на посадку на авианосец — 185 км/ч, продолжительность патрулирова- ния — 7,5 ч, практический потолок •— 13500 м. На самолете четыре члена экипажа: летчик, второй лет- чик, оператор гидроакустических систем и тактический ко- ординатор. Все рабочие места членов экипажа оснащены большим числом электронных индикаторов. Первый летчик является командиром и несет ответст- венность за самолет, экипаж и выполнение задания. Перед лим установлен индикатор, отображающий общую такти- ческую обстановку, траектории самолета и цели, а также а 16 точку назначения, определенную тактическим координато- ром. Второй летчик выполняет также обязанности штурма- на, радиста и оператора неакустических систем. Управле- ние неакустическими системами осуществляется радиоло- катором с высокой разрешающей способностью, ИК систе- мой переднего обзора, электронными поисковыми система- ми и магнитометром — осуществляется вычислителем. Ин- формация от этих систем предоставляется летчику с помо- щью многоцелевого индикатора. Тактический координатор, сидящий за вторым летчи- ком, обеспечивает контроль за выполнением задания. Он отвечает за тактику операции, координирует и управляет обработкой данных и обеспечивает контроль за работой датчиков и систем вооружения. Данные о цели, получен- ные вторым летчиком и оператором гидроакустических си- стем и заложенные в оперативную программу, передаются на индикаторы тактического координатора для обработки. С помощью вычислителя он производит расчет положения цели и траектории полета к ней, выбирает наилучшую так- тику и принимает решение об атаке путем указания коор- динат точки сброса оружия. Оператор гидроакустических систем выполняет в основ- ном обработку акустических данных. Он определяет поло- жение гидроакустических буев, контролирует информацию от активных и пассивных гидроакустических буев, обнару- живает и классифицирует цели и определяет пеленг или координаты цели. Когда объем акустической информации мал, оператор гидроакустических систем может также вы- полнять обязанности оператора неакустических систем об- наружения. Летчикам обеспечен отличный обзор из кабины, они мо- гут видеть предкрылки, гондолы двигателей, штангу за- правки топливом в полете, основные стойки шасси. Ниж- няя граница передней зоны обзора соответствует линии, отклоненной на 17° вниз относительно горизонта, поэтому в поле зрения летчиков находятся все оптические средства посадки на палубу авианосца. Самолет рассчитан на рабочие перегрузки в диапазоне от —1 до +3,5 и способен выдержать перегрузки от поры- ва ветра до +4,3. Самолет не подвержен бафтингу при развороте с углом крена и перегрузкой 2 при ожидании по- садки со скоростью 296 км/ч на малой высоте. Большая часть конструкции самолета выполнена из алюминиевых сплавов, отличающихся высокой прочностью 117 и коррозийной стойкостью. Для элементов, от которых тре- буется большая усталостная прочность, широко применя- ется дробеструйная обработка. В конструкции хвостовой части фюзеляжа, оперения и пилонов двигателей ограни- ченно применяется закаленный алюминиевый сплав. В конструкции хвостового оперения используется сотовый за- полнитель и обшивка из стекловолокна. В конструкции стоек шасси используется термообработанная высокопроч- ная сталь. Ряд деталей пилонов изготавливается из тита- на и нержавеющей стали. В хвостовой части фюзеляжа в качестве заполнителя используется пластик. Крыло выполнено в виде кессонной конструкции с дву- мя лонжеронами, соединенными механически обработанной обшивкой, подкрепленной нервюрами. Силовые нервюры механически обработаны, а остальные нервюры выполнены из листового материала. Стыковка внутренней и внешней части крыла производится по силовым нервюрам, имею- щим кронштейны для складывания и фиксации крыла и являющимися частью конструкции пилона подвески. Крыло» стыкуется с фюзеляжем соответствующими узлами в лон- жеронах, нервюрах и обшивке. Относительная толщина и сужение крыла выбраны и$ условия размещения максимального запаса топлива внут- ри секции крыла, ограниченной линией складывания, и обеспечения максимального аэродинамического качества при числе М = 0,7, характерном для продолжительного по- лета при поиске цели. Относительная толщина уменьшает- ся с 17% в корневом сечении до 14% на линии складыва- ния крыла и 12% на концах; эффективная относительная толщина составляет для всего крыла 14,5%, сужение кры- ла— 4. Выбор профиля с максимальной толщиной: 30% для корневого сечения и 40% для сечения, по которому соеди- няются части крыла, и концевых участков определился требованием обеспечения бесскачкового обтекания крыла при су = 0,4. ..0,6 и М = 0,6. . .0,7 и обтекания с образовани- ем скачка уплотнения при cy = Q. . .0,3 и М = 0,75.. .0,78. В ходе разработки в проект были внесены незначитель- ные изменения по сравнению с первоначальным вариантом. Наиболее существенным из них было уменьшение угла стреловидности по линии 1/4 хорд с 20 до 15°, обусловлен- ное увеличением площади крыла с 53,9 до 55,6 м2. Крыло имеет геометрическую крутку 4°50' и отличается существенным изменением кривизны профиля по размаху. Расчетное значение су в корне крыла 0,5 и на концах кры- 118 ла 0,6. Такая относительно большая аэродинамическая крутка необходима для парирования тенденции к раннему срыву потока на концах крыла. Из-за большой площади крыла, необходимой для выполнения боевого задания и обеспечения набора высоты с одним двигателем для захо- да на посадку, было достигнуто умеренное значение ^утах==2,36, обеспечиваемое одновременным использовани- ем закрылков, занимающих 80% размаха и отклоняемых на 35°, и предкрылков. Взлет с катапульты выполнялся при отклонении закрылков на 25°, а маневрирование на малой высоте — при отклонении закрылков на 15° и одновремен- ном использовании предкрылков. Управляющими поверхностями являются элероны на концевых частях крыла, интерцепторы на верхней и ниж- ней поверхности крыла, работающие при одновременном отклонении как воздушные тормоза, а при дифференциаль- ном отклонении служащие для управления по крену. За- крылки и предкрылки используются при взлете, посадке и ожидании посадки. Складывание крыла производится гидравлическим при- водом, расположенным между нервюрами наружной и внутренней частей крыла. Рядом находится привод меха- низма запирания крыла. Хвостовое оперение состоит из киля с шарниром скла- дывания в основании, руля направления с триммером, го- ризонтального стабилизатора, имеющего рули высоты с триммерами. Киль выполнен в виде кессонной конструкции с перед- ним и задним лонжеронами и панелями обшивки, подкреп- ленной элементами жесткости. Руль направления снабжен механическим противофлаттерным демпфером. При размещении самолета на палубе авианосца киль складывается с помощью гидроцилиндра. Последователь- ность складывания киля, его фиксация и индикация поло- жения аналогичны последовательности складывания кры- ла, однако крыло и киль могут складываться независимо друг от друга. Стабилизатор имеет два кессона. Задний кессон прохо- дит через фюзеляж. Конструкция стабилизатора состоит из обычной обшивки, стрингеров, переднего и заднего лонже- ронов. Привод триммера тангажа расположен в хвостовой части фюзеляжа и представляет собой механизм с электро- двигателем, связанным через электрическую логическую схему на твердотельных элементах с системой управления самолета. Руль высоты (простой кессонной конструкции) 119 крепится к стабилизатору в трех точках. Руль направления соединен с механическим противофлаттерным инерцион- ным демпфером. Шасси самолета состоит из поворотной носовой стойки, основных стоек и задерживающего устройства со съемным наконечником крюка. Носовая стойка рычажного типа имеет сдвоенные колеса и встроенные агрегаты для управления и катапуль- тирования. Гидропривод через систему передачи на внут- реннем цилиндре стойки обеспечивает управление, демпфи- рование и установку в нейтральное положение. Диапазон отклонения колес ±70°. Управление носовой стойкой осу- ществляется от педалей. Самолет крепится к катапульте авианосца с помощью тяги, закрепленной на передней сто- роне корпуса стойки, и узла на задней. Тяга выпускается и убирается гидроприводом. Носовая стойка убирается в фюзеляж (отклоняется на- зад), и ее колеса центрируются и запираются. Аварийный выпуск шасси обеспечивается пружиной. Створки ниши но- совой стойки открываются и закрываются с помощью тяг, соединенных со стойкой. Основная стойка состоит из бокового подкоса, амор- тизатора, заднего подкоса и имеет одно колесо. Ось коле- са выступает из бокового подкоса. Амортизатор и боковой подкос образуют механизм, позволяющий колесу при уда- ре отклоняться вверх на 559 мм. Продольные нагрузки вос- принимаются фермой, образованной боковым и задним под- косами. Основная стойка шасси убирается в фюзеляж (от- клоняется назад). Створки ниши шасси связаны тягами со стойкой. Аварийный выпуск шасси обеспечивается пружи- ной. Колеса выполнены ковкой из алюминиевого сплава и имеют разборную конструкцию для облегчения установки и демонтажа пневматиков. Каждое колесо имеет гидравли- ческий дисковый тормоз, роторные диски которого имеют по четыре сегмента, статорные — по три сегмента. Имеется автомат торможения, включающий датчик скорости вра- щения колеса, клапан регулирования давления торможе- ния и управляющий блок. Стойки имеют обычные масля- новоздушные амортизаторы. Задерживающее устройство состоит из соединен- ной с фюзеляжем титановой А-образной фермы, которая может отклоняться в вертикальной плоскости. К вершине А-образной фермы крепится корпус титанового крюка, ко- торый может отклоняться в горизонтальной плоскости. 120 Стальной наконечник крюка выполнен из стали и покрыт немагнитным материалом. Для поглощения энергии при захвате троСа между А-образной фермой и фюзеляжем са- молета устанавливается амортизатор. Корпус крюка фик- сируется в нейтральном положении гидравлическим амор- тизатором. Выпуск и уборка задерживающего приспособ- ления производится гидроцилиндром. Две продольные балки образуют конструкцию кильсо- на, который проходит по всей длине фюзеляжа от перед- ней стойки шасси до задерживающего крюка и служит для распределения нагрузки от катапульты при взлете и от за- держивающего крюка при посадке. Бустерная система управления самолета S-3A связана с автоматической системой управления полетом в целях освобождения летчика при выполнении операций поиска и уничтожения подводных лодок. Система состоит из автопи- лота и автомата тяги. Автопилот обеспечивает стабилиза- цию самолета по углу тангажа, крена, по курсу и автома- тическое управление, включая посадку на палубу авианос- ца. Автомат тяги обеспечивает управление тягой при захо- де на посадку и выдерживание индикаторной скорости. Уп- равление осуществляется с помощью необратимых .серво- , приводов, работающих от двух гидравлических систем. Вы- \ ход из строя одной из гидравлических систем не приводит к нарушению работы системы управления. Если выйдет из строя и вторая гидравлическая система, произойдет авто- матическое переключение на ручное управление. Автоматическая система управления выдает команды сервоприводам стабилизатора и руля направления для компенсации пикирующего момента, выполнения разворота и демпфирования рыскания. Элероны и интердепторы от- клоняются одновременно для управления по крену. При аварийном ручном управлении интерцепторы не работают, отклоняются только элероны. Отклонение предкрылков осуществляется электроприводом, а закрылков — гидро- приводом. Механическая связь между предкрылками бло- кирует асимметричное их отклонение. На самолете S-3A установлены на пилонах два двух- контурных ТРД TF34-GE-2 с большой степенью двухкон- турности (т = 6,2). Это обеспечивает низкий удельный расход топлива — 0,037 кг/(Н-ч). Эти двигатели созданы с учетом специфики применения противолодочных самоле- тов и их размещения на палубе авианосца. Двигатели вы- полнены из коррозиестойких материалов, имеют низкий расход топлива в широком диапазоне тяг и низкий уро- 121 вень шума и дымления. Приемистость двигателя от режи- ма захода на посадку до 95% тяги составляет до 3,5 с. За- пуск двигателей от наземной стартовой установки, вспомо- гательной силовой установки или от работающего другого двигателя требует времени до 30 с. Основные параметры и данные двигателя TF34-GE-2 (в стендовых условиях): — тяга на максимальном режиме — 41,3 кН; — удельный расход топлива на максимальном режи- ме — 0,037 кг/(Н-ч); — степень двухконтурности — 6,2; — суммарная степень повышения давления •— 21; — степень повышения давления воздуха в вентилято- ре 1,о; — суммарный расход воздуха — 153 кг/с; — температура газа перед турбиной — 1225° С; — частота вращения ротора вентилятора (max) — 7800 об/мин; — частота вращения ротора компрессора (max) — 17 800 об/мин; — габаритная длина — 2565 мм; — габаритный диаметр (по вентилятору) — 1270 мм; — сухая масса — 660 кг; — удельная масса — 0,0157 кг/Н. На рис. 2.46 представлена конструктивная схема двига- теля. | Вентилятор / — одноступенчатый без входного направ- ляющего аппарата. Лопатки рабочего колеса штампованы из титанового сплава. Неразъемный корпус 2 вентилятора усилен за счет постановки защитного кольца для удержа- ния лопаток вентилятора в случае их поломки. Рабочие лопатки, как и лопатки спрямляющего аппарата, могут в процессе эксплуатации заменяться индивидуально без сня- тия двигателя с самолета. Компрессор 3 высокого давления имеет 14 ступеней. Лопатки входного направляющего аппарата и направляю- щих аппаратов первых пяти ступеней — регулируемые. Ра- бочие колеса первых девяти ступеней компрессора изготов- лены из титанового сплава, остальные из хромоникелевого сплава. Корпус компрессора разъемный. В кольцевой укороченной испарительного типа каме- ре 4 сгорания вместо обычных топливных форсунок уста- новлены 18 смесительно-вихревых камер с двумя последо- вательно расположенными лопастными завихрителями. Топ- ливо поступает в эти камеры из коллектора под низким 122 ! / 2 / — вентилятор; 2 — Рис. 2.46. Конструктивная схема двигателя TF34-GE-2: корпус вентилятора; 3 — компрессор высокого давления; 4 — камера сгорания; 5 — турбина высокого давления; 6 — турбина низкого давления Ю со давлением по специальным трубкам из нержавеющей ста- ли с внутренним диаметром не менее 1,5 мм, где распылива- ется воздухом. Во второй части камеры топливовоздушная смесь (ТВС), закрученная первым завихрителем, встреча- ется с потоком воздуха, закрученным вторым завихрите- лем в противоположном направлении. Это обеспечивает 1, 2 3 1 — Рис. 2.47. Схематический разрез камеры сгорания двигателя: трубопровод подвода топлива; 2 — воспламенитель; 3 — жаровая труба; 4 смесительно-вихревая камера хорошее распыливание топлива и высокую полноту сгора- ния ТВС на меньшей длине камеры сгорания, чем у каме- ры сгорания с обычными форсунками. Такая конструкция позволяет работать двигателю на загрязненном топливе и обеспечивает наряду с высокой степенью полноты сгорания равномерное температурное поле перед турбиной. Кроме того, пониженное давление подачи топлива в камеру сго- рания повышает противопожарную безопасность. Корпус камеры — разъемный. Жаровая труба изготовлена из сплава на никелевой основе штамповкой с последующей механической обработкой. Она более надежна и долговеч- на в эксплуатации, чем жаровая труба, изготовленная из сварных листов. Схематический разрез камеры сгорания двигателя TF34 и ее элементы приведены на рис. 2.47. Охлаждаемая турбина 5 (рис. 2.46) высокого давления имеет две ступени. Сопловой аппарат первой ступени изго- товлен из кобальтового сплава и имеет конвективно-пле- ночное охлаждение. Рабочие лопатки ступеней и сопловой аппарат второй ступени изготовлены из сплава на никеле- вой основе и имеют конвективное охлаждение. Рабочие ло- 124 патки имеют диффузионное защитное покрытие окисью* алюминия с целью повышения стойкости против окисления1 и эрозии. Сопловые лопатки устанавливаются сегментами (из двух лопаток каждый) и могут в аэродромных условиях заменяться посегментно без разборки всего соплового ап- парата. Корпус турбины разъемный. Неохлаждаемая турбина 6 низкого давления (турбина вентилятора) имеет четыре ступени. Рабочие лопатки изго- товлены из никелевого сплава и имеют антивибрационные- бандажные полки. Сопловые аппараты изготовлены из хромоникелевого* сплава и устанавливаются также сегментами. Корпус тур- бины разъемный. Вся турбина низкого давления представ- ляет собой отдельный блок двигателя. Реактивное сопло — нерегулируемое, с центральным те- лом (для внутреннего контура). Для наружного контура имеется свое отдельное реактивное сопло, также нерегули- руемое. Для уменьшения влияния изменения тяги на ба- лансировку самолета реактивные сопла контуров направ- лены вверх под углом 10° относительно продольной оси- двигателя. Система управления силовой установкой — гидромеха- ническая с электронным усилителем. Регулятор топливного' насоса дозирует подачу топлива в камеру сгорания в коли- честве, необходимом для поддержания частоты вращения" ротора высокого давления, заданной рычагом управления двигателем (РУД). Двигатель TF34 имеет модульную (блочную) конструк- цию, состоящую из небольшого числа независимых узлов,, каждый из которых при его неисправности может быть в. аэродромных условиях снят и заменен. При этом, как пра- вило, не требуется замены всего двигателя или снятия его- с самолета. Разделение двигателя на блоки позволяет их заменять в сжатые сроки и с минимальными затратами сил и средств. После замены неисправного блока достаточно произвести проверку работоспособности силовой установки в целом. Для углубленного периодического визуального осмотра таких высоконагруженных узлов двигателя, как лопатки компрессора и турбины, элементы камеры сгорания, в кон- струкции двигателя предусмотрена возможность установки специального прибора со световолоконной оптикой — гиб- кого бороскопа. Для этой цели на корпусе двигателя вдоль газовоздушного тракта имеется ряд специальных лючков 125 (окон). Информация от бороскопа о состоянии осматривае- мых узлов двигателя может быть также передана на теле- экран или фотоприставку. На борту самолета установлена вспомогательная сило- вая установка (ВСУ), предназначенная для запуска двига- телей и проверки работоспособности ряда самолетных сис- тем силовой установки на земле без запуска основных дви- гателей. В целом блочная конструкция двигателя позволя- ет упростить техническое обслуживание силовой установ- ки и снизить расходы на ее эксплуатацию. Рис. 2.48. Схема размещения топливных баков на самолете S-3A: / — левый расходный бак; 2 — линия складывания крыла; 3 — правый основной бак; 4 — правый расходный бак; 5 — перегородка демпфирования движения топлива; 6 — левый основной бак Топливная система самолета состоит из топливных ба- ков, систем: подачи топлива к двигателям, перекачки топ- лива из дополнительных баков, заправки топливом, слива топлива, в том числе в полете, дренажной и индикации ко- личества топлива. На рис. 2.48 представлена схема размещения топливных баков на самолете S-3A. Топливо размещается в двух сим- метричных группах топливных баков, находящихся цели- ком внутри кессона крыла до линии складывания. Каждая группа состоит из основного и расходного ба- ков, питающих в нормальных условиях двигатель, располо- 126 женный с той же стороны. Используемый запас топлива составляет 5960 кг. Обслуживание внутренних топливных баков, топливных магистралей и элементов производится через люк в нижней поверхности крыла и сдвигаемую вперед панель на верх- ней поверхности крыла. В нижней части баков установле- ны сильфонные трубки слива конденсата. Эти трубки про- ходят через передний или задний лонжерон к дренажной линии. В линии дренажа используются клапаны с двойны- ми уплотнениями, что позволяет снимать и заменять основ- ное уплотнение без слива топлива из бака. Конструкция крепления гондолы двигателя в зоне рас- положения баков герметичная, вентилируемая и имеет сис- тему дренажа для предотвращения перетекания топлива в пилон и систему индикации утечки топлива из бака. Топливные отсеки герметизируются в основном залив- кой герметика в швы. Для предотвращения коррозии внут- ренняя поверхность баков покрывается полиуретаном. Наряду с внутренними баками на пилонах самолета мо- гут подвешиваться два дополнительных бака емкостью 1135л. Расположение топливных баков позволяет существенна ограничить перемещение ЦМ самолета при выработке топ- лива. Бортовые радиоэлектронные системы самолета «Ви- кинг» представляют собой наиболее сложный и крупный многофункциональный комплекс электронных устройств из всех используемых на любом другом зарубежном тактиче- ском самолете (рис. 2.49). Система обработки гидроакусти- ю п 15 Рис. 2.49. Многофункциональный электронный комплекс самолета S-3A: / — радиолокатор; 2, 3 — кресла летчиков; 4, 5 — кресла координатора и опе- ратора; б — РЭО для ПЛО; 7 — топливные баки; 8 — система кондициониро- вания; 9 — штанга магнитометра; 10 ~ оборудование управления и связи; 11 — гидроакустические буи; 12 — БЦВМ; 13 — вооружение; 14 — ИК система перед- него обзора 127 ческой информации, центральный вычислитель и- запоми- нающие устройства на магнитных барабанах дублированы для повышения надежности выполнения задания. Радио- электронное оборудование (РЭО) установлено на специаль- ных стойках с системой охлаждающих пластин для стаби- лизации температуры. Для предполетной подготовки и контроля работы предусмотрено встроенное контрольное оборудование, управляемое вычислителем. На радиоэлек- тронное оборудование приходится около 10% массы пусто- го самолета. Почти все бортовое РЭО (кроме элементов радиолока- тора и инерциальной навигационной системы) может об- служиваться на борту авианосца установкой автоматиче- ского контроля VAST, которая используется для испытания бортового оборудования палубных самолетов F-14A, А-7Е и Е-2С. Эта установка управляется универсальной ЭЦВМ и состоит из многочисленных функционально независимых модулей, включаемых в работу по различным схемам за доли секунды. Все радиоэлектронные системы объединяются централь- ной бортовой ЭЦВМ, специально разработанной для само- лета «Викинг». Масса ЭЦВМ приблизительно равна 186 кг, потребляемая электроэнергия — 2,3 кВт. Режим работы ЭЦВМ многопрограммный, используется 131 основная команда, время выполнения цикла составляет 750 не, длина слова — 36 разрядов (включая 4 разряда четности). ЭЦВМ выполнена на интегральных схемах. Одновременно обраба- тывается 21 процесс и выдается информация на четыре комплексных индикатора. Емкость памяти основного за- поминающего устройства 6,5 тыс. слов, вспомогательных устройств — 145 тыс. слов. Набор специальных программ для центральной ЭЦВМ обеспечивает выполнение любой противолодочной опера- ции. В устройстве обработки акустической информации и вычислителе инерциальной навигационной системы исполь- зуется специальная программа, преобразующая получен- ную информацию перед вводом в центральную ЭЦВМ. Во время предполетного контроля используется программа проверки подсистем по принципу «годен — не годен»; под- программы определения причины отказа позволяют анали- зировать характер неисправности и установить место воз- никновения отказа. Для тренировочных полетов используется специальная программа выдачи данных, имитирующих боевую обста- новку. Оперативная программа дает возможность экипажу 128 самолета управлять противолодочными операциями путем накопления, хранения, анализа, обработки, сопоставления и отображения тактической информации. Сигналы гидро- акустических буев, обобщенная информация, поступающая от акустических и других датчиков, оперативно обрабаты- ваются и результаты обработки выдаются на индикаторы тактического координатора. Самолет «Викинг» оборудован радиогидроакустиче- ской системой SRS, с помощью которой определяются ко- ординаты и дрейф буев без пролета над ними. Поиск цели можно выполнять с высоты 9000 м. Всю тактическую информацию с самолета можно передавать на другие самолеты или корабли. При переходе от слеже- ния за целью к атаке самолет за 2 мин может с высоты 9000 м снизиться до уровня моря, используя воздушные тормоза. Система SRS дублируется радиолокатором, ИК систе- мой переднего обзора, магнитометром на штанге длиной 6 м и пассивными средствами радиотехнической разведки (система с антенными решетками на концах крыла). Все сигналы обрабатываются центральной ЭЦВМ, ко- торая выдает «отфильтрованные» сигналы, сравниваемые с данными, хранящимися в запоминающем устройстве. Эти сигналы записываются на магнитную ленту для последую- щего воспроизведения и использования в дальнейших опе- рациях. Подсистема обработки акустической информации вклю- чает: — преобразователи для связи с центральной ЭЦВМ; — средства одновременного отображения информации от всех гидроакустических буев во всех диапазонах час- тот; — средства обработки акустической информации во всей полосе частот; — средства одновременного контроля работы 16 гидро- акустических буев и средства обнаружения. Устройство считывания/записи на магнитную ленту ин- формации служит для хранения важных данных о боевом задании, известных до вылета, и записи информации о ходе выполнения задания, необходимой для последующего ана- лиза в центре тактической поддержки. Самописец для маг- нитной записи аналоговых сигналов пригоден для записи во время всего боевого вылета необработанной акустиче- ской информации, поступающей по 16 каналам, и способен 9 Зак. 869 129 анализировать и записывать акустические сигналы с ука- занием направления их прихода. Комбинированная система управления является не только основным средством связи с ЭЦВМ, но позволяет также членам экипажа выбирать, подготавливать и запус- кать оружие и сбрасывать гидроакустические буи. Эта комбинированная система управления состоит из трех ос- новных подсистем управления индикаторами, оружием и средствами поиска и хранения информации. Каждая из трех подсистем связана с центральным вычислителем через двустороннюю цифровую систему уплотнения каналов со скоростью передачи 6-Ю6 бит/с. Система навигации состоит из следующих элементов: — инерциальной системы, допускающей возможность выставки на авианосце; — доплеровского измерителя путевой скорости; — курсовертикали; — центральной системы воздушных данных; — приемопередатчика системы TACAN; — радиовысотомера и сигнализатора, предупреждаю- щего о выходе на недопустимую высоту; — вычислителя воздушной скорости и высоты; — пилотажных приборов и преобразователей; — навигационных радиоприемников; — опорной системы для определения направления по- ступления сигналов гидроакустических буев. Данные, выдаваемые инерциальной системой (без кор- рекции или с коррекцией от доплеровского радиолокатора), могут использоваться в вычислителе инерциальной систе- мы. Входные данные инерциальной системы, доплеровского радиолокатора, курсовертикали и вычислителя воздушной скорости и высоты подаются в соответствии с независимой программой к центральной ЭЦВМ, которая выдает сигна- лы, воспроизводящие тактическую обстановку на индика- торах членов экипажа самолета. Опорная система для определения направления прихо- да сигналов гидроакустических буев работает по принципу интерферометра метрового диапазона, который периоди- чески измеряет направление прихода высокочастотного сигнала каждого гидроакустического буя. Эта система ос- тается пассивной и не требует модификации гидроакусти- ческих буев. Местоположение гидроакустических буев оп- ределяется в пределах прямой видимости с самолета с по- мощью электронных средств. Опорная система связана также с индикатором обста- 130 новки в горизонтальной плоскости для отклонения указа- телей вперед/назад и влево/вправо и независимой индика- ции из приведенной точки над буем. Таким образом, опор- ная система определения направления прихода сигналов буев устраняет необходимость пролета самолета над бу: ем перед началом поиска подводной лодки. Вместо этого летчик всегда имеет перед собой индикатор, на котором указаны относительные положения буев, и может выводить самолет в точку, из которой он может наилучшим образом выполнить следующий тактический маневр. С помощью опорной системы возможна также коррекция навигацион- ной системы при использовании данных о координатах корабельных передатчиков или известных пунктов; опор- ная система может служить средством посадки на авиано- сец или наземные базы, выполняя функции глиссадного и курсового приемников. Для самолета S-3A был разработан радиолокатор AN/APS-116 для обнаружения небольших целей, работаю- щий в трех основных режимах: поиск малых целей, «гру- бая» навигация и навигация на режиме РЛС с высокой разрешающей способностью. Этот радиолокатор позволяет обнаруживать перископ подводной лодки при умеренном волнении (3 балла) и небольшие корабли при сильном вол- нении моря (6 баллов) на расстояниях, обеспечивающих осуществление операции. В убирающемся обтекателе под фюзеляжем установлен приемник инфракрасного (ИК) излучения переднего обзо- ра с двумя блоками линз с переменным фокусным расстоя- нием. ИК система переднего О'бзора позволяет вести на- блюдение за объектами ночью и в условиях тумана. Поле зрения системы 15x20°. Сопровождение целей, обнаружен- ных ИК системой, может осуществляться автоматически. При уточнении координат и классификации подводных целей используется магнитометр. После обнаружения цели магнитометром и ее классификации координаты цели вво- дятся в программу вычислительной машины, которая оп- ределяет точку следующего контакта с целью. Если затем летчик выбирает режим автоматического управления по- летом по траектории, рассчитываемой вычислителем, то самолет совершает маневр выхода в назначенный пункт и магнитометр продолжает сопровождение цели и выдачу данных о направлении на цель. Высокая чувствительность, возможность коррекции и автоматическое управление по- летом по траектории, рассчитываемой вычислителем, обес- печивают увеличение дальности обнаружения. 9* 131 В качестве пассивных средств радиопротиводействия на самолете используется вспомогательная система радиораз- ведки, которая обнаруживает, анализирует, измеряет ази- мут и классифицирует электромагнитные излучения в выб- ранных диапазонах частот. Принимаемые сигналы, напри- мер излучения радиолокационной станции противника, сравниваются с сигналами известных радиолокаторов про- тивника и классифицируются вычислителем как известные или неизвестные перед проверкой этих данных вторым .летчиком, выполняющим обязанности оператора неаку- стических датчиков. В составе поискового оборудования самолета «Викинг» отсутствуют газоанализатор (бесполезный при операциях против атомных подводных лодок), прожектор, демаскиру- ющий самолет, и неподвижная фотокамера оценки обста- новки, так как вся информация записывается на магнитной ленте. Самолет «Викинг» имеет высокоэффективную систему связи, работающую в основном метровом и дециметровом диапазонах, с 280000 каналов. Имеются приемники системы автоматической посадки SPN-10/42, обеспечивающей частоту посадок до двух само- летов в минуту. На самолете S-3A применяются следующие типы гидро- акустических буев для поиска подводных лодок: — гидроакустический буй SSQ-41 для анализа и запи- си низкочастотных сигналов, обладающий как свойствами пассивного гидроакустического буя типа «Джезебель» для дальнего обнаружения, классификации и измерения азиму- та источников излучения, так и свойствами активного даль- номерного гидроакустического буя типа «Джули» с взрыв- ным устройством; — активный дальномерный гидроакустический буй; — пассивный направленный буй для анализа частоты и записи сигналов; — дальномерный буй командной активной системы гид- роакустических буев; — направленный буй командной активной системы гид- роакустических буев и самопишущий глубинный термо- метр, выдающий информацию о профилях температуры воды. В нормальных условиях эти гидроакустические буи сбрасываются автоматически по команде вычислителя в со- ответствии с программой, задаваемой тактическим коор- динатором, оператором, обслуживающим датчики, или вто- 132 рым летчиком. Предусмотрены также резервные средства ручного управления для сбрасывания 59 гидроакустических буев с наклоненных назад пусковых шахт; 60-й гидроаку- стический буй сохраняется для применения в аварийных условиях в качестве радиомаяка. В случае необходимости 59 буев могут быть выпущены за 10с. В двух раздельно управляемых отсеках вооружения на четырех держателях устанавливаются следующие комплек- ты средств поражения: четыре бомбы; четыре торпеды; че- тыре мины; четыре глубинные бомбы. Рис. 2.50. Палубный самолет дальнего радиолокационного обнаруже- ния Е-2С «Хокай» На подкрыльевых пилонах с узлами подвески можно установить следующие варианты вооружения: контейнеры с семью НУРС LAU-68A, или с двенадцатью НУРС LAU-61A, или с девятнадцатью НУРС LAU-69A, или с че- тырьмя НУРС LAU-10A/A; пусковые блоки осветительных бомб; две мины; две кассетные бомбы. На двух строенных держателях можно устанавливать шесть контейнеров НУРС, шесть пусковых блоков освети- тельных бомб, шесть кассетных бомб, шесть бомб, шесть учебных бомб. Самолет «Викинг» может нести ядерное вооружение. Палубный самолет дальнего радиолокационного обна- ружения Е-2С «Хокай» (рис. 2.50) с взлетной массой 23400 кг, запасом топлива 5600 кг имеет максимальную скорость полета 600 км/ч, среднюю скорость при патрули- ровании на высоте 7000—9000 м — 460 км/ч, практический | потолок— 10000 м. Продолжительность патрулирования на | удалении 370 км — 4,2 ч. -S Самолет Е-2С с двумя турбовинтовыми двигателями (ТВД) Т56-А-422 в гондолах под крылом имеет высоко- 133 расположенное крыло, 4-килевое вертикальное оперение. Крыло имеет три лонжерона, часто расположенные стрин- геры и приклепанную обшивку. Консоли крыла длиной по 7,8 м могут отклоняться назад на стоянке с помощью гид- равлических приводов. Носок крыла крепится с помощью шарниров и может отклоняться вверх для осмотра провод- ки системы управления двигателями и пневматического противообледенителя. Механизация крыла состоит из одно- щелевых закрылков и зависающих элеронов. Фюзеляж типа полумонокок круглого поперечного се- чения герметизирован. В передней части размещены ка- бины для двух летчиков и отсек оборудования, в средней части находятся три поста операторов системы отображе-. ния тактической обстановки. На верхней части фюзеляжа установлен вращающийся обтекатель антенны поискового радиолокатора. Диаметр обтекателя равен 7,3 м, скорость вращения — 6 об/мин, масса — 900 кг. При размещении на авианосце обтекатель антенны может быть опущен на 0,6 м. Стабилизатор с обычными рулями высоты имеет угол поперечного V=ll°. Все четыре киля снабжены рулями направления. В конструкции вертикального оперения ис- пользованы стеклопластики. Носки стабилизатора и килей снабжены пневматическими противообледенителями с ре- зиновыми протекторами. Шасси состоит из носовой стойки с двумя колесами (убирается назад) и одноколесных основных стоек, убира- ющихся вперед в гондолы двигателей с поворотом колес в горизонтальное положение. Амортизация шасси масляно- пневматическая, система управления — гидравлическая. Пневматики колес основных стоек имеют давление 1830 кПз (при эксплуатации на аэродромах уменьшается до 1470 кПа). Под хвостовой частью фюзеляжа имеются пре- дохранительная опора и задерживающий крюк. Силовая установка является улучшенным и более мощ- ным вариантом двигателя Т56-А-8 (3000 кВт), применяю- щегося на самолетах ранних модификаций Е-2А и Е-2В. Длина двигателя составляет 3,7 м, ширина — 1 м, масса (сухого) — 828 кг. Воздушные четырехлопастные винты диаметром 4,11 м имеют систему флюгирования. Лопасти винтов снабжены электрическими противообледенителями. К бустерной системе управления относятся гидравличе- ские приводы и автоматы усилий. На самолете применена автоматическая электромеханическая система управления полетом, которая обеспечивает также маневрирование са- 134 молета по сигналам автоматической системы посадки или радионавигационной системы ТАКАН. Для управления по тангажу, рысканию и крену самолет снабжен обычными ру- лями высоты, двухсекционными рулями направления и элеронами (для повышения эффективности механизации крыла при отклонении закрылков элероны зависают). В комплекс оборудования самолета входят: инерциаль- но-доплеровская система навигации для палубных самоле- тов с доплеровским радиолокатором APN-153 (V); прием- ник-передатчик тактической радионавигационной системы ТАКАН; радиокомпас дециметрового диапазона; система автоматической посадки на авианосец; радиовысотомер; вычислитель аэродинамических данных; система обнару- жения воздушных и наземных целей, включающая поиско- вый радиолокатор AN/APS-120 с антенной системой в обте- кателе и процессор радиолокационных сигналов; система пассивного обнаружения, включающая запросчик и процес- сор сигналов (система работает в четырех диапазонах, ан- тенна расположена в носовой части фюзеляжа); система передачи информации УКВ диапазона и KB диапазона с 'переговорными устройствами; оборудование внутренней связи; центральный цифровой вычислитель, обеспечиваю- щий обработку в реальном масштабе времени всех данных систем обнаружения, информации и навигации (емкость памяти 65576 слов). Информация от систем обнаружения о текущих координатах цели (азимут, высота и дальность) выдается на три идентичных пульта, входящих в общую бортовую систему тактических данных (ATDS). На каждом пульте управления имеется основной электронно-лучевой индикатор диаметром 25,4 см и дополнительный прямо- угольный буквенно-числовой индикатор (12,7x12,7 см). Самолет Е-2С обеспечивает выполнение следующих функций: обнаружение воздушных или наземных целей, в том числе низколетящих целей на фоне помех от поверх- ности земли или моря; управление перехватом самолетов противника; управление ударными самолетами в зоне атак наземных или надводных целей; разведку надводных ко- раблей и других целей; управление воздушным движением в зоне боевых действий; участие в поисковых и спасатель- ных операциях. Дальность обнаружения воздушных целей радиолока- тором AN/APS-120 при патрулировании на высоте 9100 м и более 320 км. Самолет Е-2С является третьей модифика- цией и отличается от самолета Е-2В более мощными дви- гателями, усовершенствованным оборудованием и усилен- 135 ным планером. Кроме того, увеличена длина носовой час- ти фюзеляжа на 0,6 м для размещения антенны системы пассивного обнаружения; усилены нижние лонжероны фю- зеляжа и элементов конструкции, подверженных коррозии; улучшена антикоррозийная защита планера путем приме- нения эпоксидно-акриловых и полиуретановых покрытий; модифицирована система жидкостного охлаждения элемен- тов радиолокатора, а также гидравлическая и другие системы. Программа дальнейшей модификации самолета Е-2С предусматривает разработку нового радиолокатора систе- мы обнаружения AN/APS-125, применение усовершенство- ванной системы обработки радиолокационных сигналов в условиях помех и средств радиопротиводействия. 2.3. ХАРАКТЕРИСТИКИ И ОСОБЕННОСТИ КОНСТРУКЦИИ КОРАБЕЛЬНЫХ САМОЛЕТОВ ВЕРТИКАЛЬНОГО (КОРОТКОГО) ВЗЛЕТА И ПОСАДКИ Особое место среди корабельных самолетов занимают самолеты вертикального взлета ' и посадки. Применение указанных самолетов позволяет обеспечить их базирование на кораблях малых водоизмещении значительно более де- шевых, чем авианосцы. Например, на английском авианесу- щем корабле «Инвинсибл» полным водоизмещением 19800 т, не имеющим ни катапульты, ни аэрофинишера, ба- зируются СВВП типа «Харриер», и они активно использо- вались в англо-аргентинском конфликте в районе Фолк- лендских островов для поражения воздушных и наземных целей. В Англии проведены исследовательские разработки и оценки целесообразности создания корабля совершенно нового типа, имеющего размеры сторожевого корабля и способного нести восемь самолетов вертикального взлета и посадки «Си Харриер», или восемь противолодочных вер- толетов «Си Кинг», или их совместное базирование, но не более восьми. Этот корабль получил наименование «Хар- риер Кэриер». Основная особенность этого корабля водо- измещением всего 6000 т и длиной 137 м состоит в том, что он явится наименьшим и наиболее дешевым авианесущим кораблем, способным решать задачи, стоящие перед авиа- носцами сравнительно большого водоизмещения. Корабль «Харриер Кэриер» должен иметь максимальную скорость хода 25. . .30 уз и личный состав 250 человек. Неугловая полетная палуба длиной 137 м достаточна для взлета «Ся 136 Харриер» с максимальной боевой нагрузкой, когда корабль на ходу со скоростью встречного ветра 10 уз. Ширина взлетно-посадочной площадки составляет 12 м по левому борту. Позади надстройки предусмотрено место для стоян- ки трех самолетов. В месте начала движения СВВП пре- дусмотрено швартовочное устройство, присоединенное к шасси. Это дает возможность вывести двигатель на мак- симальную тягу, а затем начинать взлет с коротким раз- бегом. Впереди надстройки в стороне от взлетно-посадоч- ной полосы предусмотрен участок с решеткой для отвода выхлопных газов при вертикальном взлете и посадке СВВП. На самолете предусмотрено быстроразъемное швар- товочное приспособление, управляемое из кабины самоле- та. Наличие такого приспособления позволяет обеспечить взлет СВВП в неблагоприятных условиях качки корабля, когда невозможен взлет с коротким разбегом. Посадка всегда выполняется вертикальной и вблизи центра палубы, где меньше ощущается качка. В 1983 г. произошел необычный случай с самолетом «Си Харриер». Молодой летчик английских ВМС взлетел на самолете «Си Харриер» с авианосца «Илластриес» в Ат- лантике. По окончании программы полета летчик обнару- жил отказ навигационных приборов и связи. Когда топли- во на СВВП было на исходе, летчик увидел неизвестный корабль, которым оказалось испанское грузовое судно-кон- тейнеровоз «Альраиго» водоизмещением 2300т, верхняя па- луба которого заставлена контейнерами. Летчик успешно посадил свой «Си Харриер» на четыре контейнера, связанные вместе в средней части судна, руководствуясь лишь отмаш- ками члена экипажа судна. Это было выполнено на пло- щадку, в 4. . .5 раз меньшую, чем требуется по инструкции для аварийной посадки при волнении моря в 5 баллов. Этот случай указывает на большие возможности примене- ния СВВП на кораблях малых водоизмещении и имеющих малые размеры палубы. КСВВП должны одинаково успешно применяться как с кораблей, так и с наземных площадок, поскольку они должны обеспечивать десантные операции морской пехоты. Они также должны быть способны к быстрому перебазиро- ванию с одних экспедиционных баз на другие без сущест- венного усложнения материально-технического обеспече- ния, а также без существенного снижения их боевых воз- можностей. Боевой опыт и многочисленные исследования боевых действий на уровне взвода и роты за рубежом по- казывают, что время доставки средств поражения так же - 137 важно, как и огневая мощь. Очевидно, что масса средств поражения не будет иметь значения, а сами они станут бесполезны, если к моменту их доставки наземные войска выиграют или проиграют бой. Это время оценивается ве- личиной до 10 мин. В применении самолетов вертикально- го взлета и посадки для авиационной поддержки десант- ных войск можно выделить три этапа. Первый этап — авиационная поддержка осуществляется с основного места базирования на кораблях (основной базы). Второй этап — наряду с главной морской базой начинается опе- ративное базирование на сооруженных на берегу площад- ках. Третий этап — главная база переводится на берег и используется, как и прежде, когда она была в море. На первом этапе главной базой является корабль (авиа- несущий, вертолетоносец). Полеты СВВП на береговые це- ли осуществляются непосредственно с судна, и они возвра- щаются на судно для заправки, снаряжения и техническо- го обслуживания. На этом этапе на берегу в местах, воз- можно приближенных к переднему краю района боевых действий, начинается сооружение передовых посадочных площадок. Они могут затем использоваться СВВП, выле- тевшими с морской ба:зы, в качестве площадок «подскока» (мест наземного ожидания) для вылета с близкого рас- стояния на цели с последующим возвращением на судно для снаряжения и обслуживания. Одна или несколько из этих площадок планируется для переоборудования в даль- нейшем в оперативную или в главную базу. В качестве пе- редовых площадок используются приемлемые участки шос- се, небольшие полосы из сборно-разборных металлических покрытий и небольшие площадки с твердым покрытием. Они должны близко располагаться к переднему краю, с тем чтобы уменьшить время реагирования при поддержке сухопутных войск. На втором этапе развертывается опера- тивная база. Корабль на этом этапе продолжает выпол- нять роль главной базы, но, кроме того, он служит и для материально-технического обеспечения оперативной базы. Вылеты СВВП осуществляются как с главной, так и с опе- ративной баз. Независимо от того, с какой базы он выле- тает, он может возвращаться на любую из них для снаря- жения и заправки. На этом этапе продолжается увеличе- ние числа передовых площадок. В результате достигаются минимально возможное расстояние до целей и весьма гиб- кое использование СВВП. На третьем этапе главная база уже на берегу и выполняет все функции, что и главная морская база. Увеличивается количестве оперативных баз 138 и передовых площадок. Полеты осуществляются: от глав- ной базы к цели; от главной базы к оперативным базам или передовым площадкам; от оперативных баз к целям или передовым площадкам; от передовых площадок к це- лям с возвращением для заправки, снаряжения и техниче- ского обслуживания на главную и оперативные базы. Это, по взглядам зарубежных специалистов, принципиальная схема применения СВВГ7 в десантных операциях. Она ме- няется в зависимости от конкретных условий и обеспечива- ет гибкость применения авиации в указанных операциях. Самолеты вертикального взлета и посадки имеют досто- инства и при сугубо сухопутном базировании. Во-первых, они менее уязвимы в месте базирования. В обычных усло- виях СВВП могут применяться с обычных полностью обо- рудованных аэродромов. При возникновении необходимо- сти они быстро могут быть рассредоточены на небольших площадках: снабжаемых, неснабжаемых, площадках с предварительно сделанным запасом средств поражения, топлива и других материалов. На таких площадках СВВП могут быть хорошо замаскированы, их оборона не требуется и даже нежелательна. Обыч- ные самолеты (с обычным разбегом при взлете и пробегом при посадке) полностью связаны с основной базой и с ее больших размеров взлетно-посадочной поло- сой. Эта полоса весьма уязвима, она не может быть замас- кирована и является наперед намеченной целью. Даже ес- ли самолеты на такой базе находятся в прочных укрытиях и при ударе по базе они останутся неповрежденными, взлетно-посадочная полоса несомненно будет значительно повреждена и полеты самолетов окажутся невозможными. За время ремонта взлетно-посадочной полосы самолеты в укрытиях будут подвергнуты атаке. Самолеты же верти- кального взлета и посадки при угрозе удара и даже при ударе по базе могут быстро быть рассредоточены на распо- ложенные в радиусе 150. . .200 км площадки. После воздей- ствия по основной базе СВВП могут вернуться на нее или остаться на площадках. Во-вторых, вследствие возможности базирования само- летов вертикального взлета и посадки вблизи линии фрон- та их дальность полета играет меньшую роль по сравнению с дальностью полета обычных самолетов, которые взлета- ют с длинных взлетно-тосадочных полос с твердым покры- тием, имеющихся в гораздо меньшем количестве, а значит, расположенных существенно дальше от линии фронта. Из- за близости базирования СВВП от линии фронта время их 139 полета к цели, т. е. время реагирования, значительно мень- ше, чем у обычного самолета. В качестве примера на кон- кретной территории США рассмотрена возможность повре- мени реагирования обычных самолетов и самолетЪв верти- кального взлета и посадки. Показано, что для обычных самолетов удается иметь 2 аэродрома с дальностью полета до целей 240 км. В результате с момента вызова такие са- молеты могут появиться через 30 мин. Количество площа- док на этой же территории для базирования СВВП состав- ляет 18. Расстояние от наиболее дальней площадки до це- ли 78 км, а время появления самолета вертикального взле- та и посадки — менее 10 мин. Кроме того, СВВП может находиться в состоянии готовности к вылету на площадках в районе боевых действий и нет необходимости расходо- вать летное время в режиме патрулирования, а значит, резко уменьшается расход топлива и ресурс самолета и двигателей. В связи с близостью базирования СВВП к ли- нии фронта они могут взлетать с максимальной боевой на- грузкой, а у обычного самолета, чем больше потребная ему дальность, тем меньше его боевая нагрузка, так как увели- чивается потребный запас топлива. В результате СВВП может доставлять большую массу вооружения на 1 ч по- лета. Самолет вертикального взлета и посадки может осуще- ствлять посадку в более сложных метеоусловиях, чем обычный самолет. Это обусловлено переходом за 1 км до приземления на полет с поворотом вектора тяги и осуще- ствлением полета за счет аэродинамических сил и состав- ляющей вектора тяги силовой установки. В результате сни- жаются скорости движения СВВП #а посадочном режиме вплоть до зависания перед посадкой. Идеология базирования СВВП сухопутного типа прак- тически такая же, что и ранее описанная для СВВП ко- рабельного базирования, за исключением того, что основ- ная база в начале боевого применения находится не на ко- рабле, а на суше. СВВП с одним подъемно-маршевым двухконтурным ТРД «Харриер» создан английской фирмой, запущен в се- рийное производство и принят на вооружение ВВС Анг- лии. Наиболее существенной особенностью самолета «Хар- риер» является применение силовой установки из одного 'бесфорсажного подъемно-маршевого турбореактивного двигателя с четырьмя поворотными соплами, расположен- ными по бокам фюзеляжа. Поворот выходных сопел обес- печивает создание одним и тем же двигателем всей гори- 140 зонтальной тяги, всей вертикальной тяги и тяги любого промежуточного направления. От этого же двигателя от- бирается сжатый воздух из-за компрессора для газодина- мической /струйной) системы управления СВВП на ре- жимах взлета и посадки. Таким образом, тяга подъемно- маршевого двигателя СВВП «Харриер» всегда может быть больше массы самолета на режимах вертикального взлета и посадки, на переходных режимах полета. И только при взлете с коротким разбегом тяга лодъемно-маршевого ТРДД меньше силы тяжести самолета, так как взлет осу- ществляется с максимально возможной величиной массы СВВП. По такой же схеме создан корабельный СВВП «Си Хар- риер» (рис. 2.51) — высокоплан со стреловидным (трапе- циевидной формы в плане со скругленной концевой частью) крылом. Так как самолет «Си Харриер» взлетает и садит- ся вертикально или за счет изменения направления векто- ра тяги взлетает и садится с коротких взлетно-посадочных площадок, большая площадь крыла для обеспечения взле- та и посадки не требуется. Площадь крыла в связи с этим выбирается, исходя из необходимости обеспечения маневри- рования на дозвуковых скоростях полета. Площадь крыла самолета «Си Харриер» выбрана 18,68 м2, размах 7,7 м. Удельная нагрузка на крыло при коротком взлете 5950 Н/м2. Это позволило уменьшить массу конструкции, а также сопротивление на основных режимах полета. По- скольку самолет «Си Харриер» должен летать на предель- ных режимах, он при некоторых сочетаниях скорости и вы- соты полета будет маневрировать на углах атаки, больших углов атаки начала срыва на верхней поверхности крыла. 'Данный тип крыла позволяет маневрировать на углах ата- ки, больших углов начала срыва, с применением мер для обеспечения хорошей управляемости и требуемой устойчи- вости. В результате комплекса исследований на крыле са- молета «Си Харриер» применены: суперкритический про- филь, два зуба, система турбулизаторов. В результате ис- пользуемая подъемная сила на самолете существенно больше той величины, при которой начинается срыв потока с его верхних поверхностей. Следует отметить, что используемый коэффициент подъ- емной силы на крыле самолета «Си Харриер» возрастает при отклонении закрылков на промежуточный угол в про- цессе маневрирования. Вследствие этого самолет в диапа- зоне скоростей полета, соответствующих числам М = = 0,5. ..0,9, имеет используемый коэффициент маневренно- 141 л л Рис. 2.51. Корабельный СВВП «Си Харриер» сти (СуМ2) выше других самолетов соответствующего на- значения. 142 Конструктивно крыло представляет собой моноблочную конструкцию (рис. 2.52), состоящую из левой / и правой 2 консолей, соединенных по оси самолета. Крыло — трехлон- жеронное. Кессон крыла простирается от осевой нервюры до концевой, к которой крепится опорная стойка шасси. Кессон образует топливный бак-отсек, занимающий поло- вину размаха крыла, ограниченный спереди и сзади стен- ками лонжеронов. Верхние три панели 7,8, 9 и нижние две панели 10, 11 обшивки выполнены в виде фрезерованных монолитных панелей для обеспечения жесткости по раз- маху и хордам. Конструкция крыла определена исходя из действующих нагрузок: внутренняя часть рассчитывается на маневренные нагрузки при различных вариантах подвеши-. ваемых боевых грузов, консольная часть рассчитана на на- гружение от опорных стоек и нагрузок в полете при уста- новке перегоночных частей крыла 5. На самолете «Си Хар- риер» предусмотрены две законцовки крыла: одна неболь- шая 6 для применения самолета в боевом варианте и вто- рая 5 с увеличенной площадью для увеличения площади и удлинения крыла в перегоночном варианте. В носке крыла проложены трубопроводы гидросистемы, воздушные тру- бопроводы реактивной системы управления и тяги системы управления элеронов. В четырех местах кессона крыла ус- тановлены узлы крепления внутренних и внешних пило- нов для подвески боевых грузов или подвесных топливных баков емкостью 455 л или на внутренних пилонах — для специальных перегоночных топливных баков емкостью 1500 л. Пилоны в своей конструкции имеют устройства принудительного сбрасывания^грузов. В задней части крыла от борта фюзеляжа до стоек опорных колес расположены закрылки 3 и элероны 4. За- крылки и элероны имеют металлический сотовый заполни- тель на всю высоту конструкции. Между закрылками и элеронами выведена труба для аварийного слива топлива из крыльевого и подвесного топливных баков. Фюзеляж самолета — цельнометаллический типа полу- монокок. Разделен на три части: носовую, центральную и хвостовую. Непрерывность конструкции для восприятия мо- ментов обеспечивается лонжеронами, которые расположены под нижней частью крыла по всей длине фюзеляжа. В но- совой части фюзеляжа расположена герметическая ка- бина летчика. Перед ней стоит короткий носовой конус, в котором расположено оборудование, в том числе элек- тронное, державка ПВД и переднее реактивное сопло уп- 143 >4-- 4-- Рис. 2.52. Конструкция крыла самолета «Си Хар-риер»: 1, 2 - левая и правая консоли крыла; 3 — закрылки; 4 — элероны; 5 — перегоночная законцовка крыла; 6 боевого варианта; 7, 8, 9 — верхние панели; 10, 11 — нижние панели — законцовка для ^шШИй^ равления. В носовой части фюзеляжа расположен отсек пе- редней стойки шасси. В центральной части фюзеляжа расположены кры- ло, подъемно-маршевый двигатель, поворотные сопла, возду- хозаборники, пять топливных баков-отсеков, главная стой- ка шасси, левая и правая пушки, оборудование, съемные продольные гребни. Эта часть фюзеляжа воспринимает наибольшие нагрузки. Центральная часть фюзеляжа име- ет U-образную форму в сечении, верхняя ее часть откры- тая. Через нее вставляется и снимается двигатель. Двига- тель крепится к шпангоуту левой и правой цапфами, распо- ложенными вблизи центра масс двигателя, а также левой и правой тягами в задней части выхлопных труб к флан- цам задних подшипников выхлопных сопел. Выхлопные га- зы и воздух из двигателя вытекают через две пары пово- ротных сопел (передних — вытекает воздух из второго контура и задних — вытекают выхлопные газы после тур- бины двигателя), которые выходят из фюзеляжа через большие усиленные четыре отверстия в боковых частях фю- зеляжа. Передние поворотные сопла, через которые выте- кает сжатый воздух после вентилятора второго контура двигателя, крепятся с помощью однорядного шарикового подшипника к конструкции фюзеляжа. Задние поворотные сопла, через которые вытекают горячие выхлопные газы, крепятся к двигателю посредством такого же шарикового подшипника и не связаны с конструкцией фюзеляжа. Об- шивка фюзеляжа с правого и левого бока в районе задних поворотных сопел защищена экранами из нержавеющей стали с малым коэффициентом расширения. Конструкция фюзеляжа в районе горячей части двигателя защищена тепловым экраном из тонкого листового титана от тепло- вых потоков двигателя. К центральной части фюзеляжа крепится передняя стойка шасси. Она убирается против полета, и колесо ее размещается в отсеке передней и центральной части фю- зеляжа. Основная стойка шасси также крепится к цент- ральной части фюзеляжа, убирается по полету в отсек шасси, расположенный за двигателем. В нижней части фюзеляжа между передней и основной стойками шасси ус- танавливается центральный пилон для подвески боевых грузов. По его бокам имеются узлы крепления для подвес- ки пушечных контейнеров. За отсеком основной стойки шасси и задним топливным баком установлено оборудова- ние, основная часть которого расположена на двухполоч- ной этажерке. 10 Зак. 869 145 На центральной части фюзеляжа расположены боковые воздухозаборники подвода воздуха к подъемно-маршевому двухконтурному турбореактивному двигателю. Воздухоза- борники оказывают значительное влияние на конструкцию и летные характеристики самолета. Для взлета и посадки требуется воздухозаборник с боль- шим расходом воздуха и малыми потерями давления. Это значит, что он должен иметь большие размеры и формы с плавным поворотом потока, т. е. толстыми губами на вхо- де. Но такой воздухозаборник имеет большое сопротивле- ние на высоких скоростях полета. Важно также получить минимальную массу воздухозаборника. Наиболее высокие требования к воздухозаборникам са- молета «Си Харриер» предъявляются на режиме верти- кального взлета, когда двигатель работает на максималь- ном режиме. В этих условиях потери полного давления в воздухозаборнике на 1 % приводят к снижению тяги подъ- емно-маршевого двигателя примерно на 2% и соответст- венно к уменьшению дальности полета на 12% (при отно- сительной массе топлива 17%). А увеличение потерь дав- ления до 8% приводит к невозможности вертикального взлета. Теоретические и экспериментальные исследования показывают, что потери на входе в воздухозаборнике со скругленными губами зависят от отношения площади гор- ла воздухозаборника Fr к площади сечения губ Fry6 и чис- ла Мг в горловине воздухозаборника. Для заданной скоро- сти потока в горле Мг потери полного давления на входе в воздухозаборник авх всецело зависят от отношения пло- щади сечения горла к площади сечения губ, причем с рос- том этого отношения (уменьшением площади сечения губ при заданной площади сечения горла) авх уменьшается, т. е. потери полного давления возрастают. Например, при числе Мг=0,67. . .0,7 в горле воздухо- заборника самолета коэффициент сохранения полного дав- ления равен 0,82 для острых кромок воздухозаборника /у/?губ = оо, 0,88 для /УЛ-уб = 8Д 0,96 для /У/^уб = 2,0 и 0,99 для /У/ч-уб = 0,5. Это значит, что для получения малых потерь во входной части воздухозаборника необходимо иметь площадь сечения губ (обечайки), в два раза боль- шую площади сечения горла воздухозаборника. Для этой цели на самолете Р. 1127 — предшественнике самолета «Харриер» — применялись башмаки из эластичной рези- ны, которые надувались воздухом и обеспечивали получе- ние скругления губ воздухозаборника с большим радиусом, 146 т. е. малых значений отношения площади сечения горла к площади сечения губ. Оказалось, что это решение вызыва- ет удорожание технического обслуживания, поэтому на са- молете-принято более простое решение, состоящее в приме- нении дополнительных каналов на обечайке воздухозабор- ника. Это решение при хорошем профилировании каналов входа дополнительного потока равноценно увеличению пло- щади сечения губ обечайки. Таким образом, скругление пе- редних кромок воздухозаборника выбирается из условий удовлетворительной работы на больших дозвуковых ско- ростях полета, а на взлетно-посадочных режимах работает дополнительный воздухозаборник в виде каналов по обе- чайке. Для работы этих воздухозаборников применены простые створки на шарнирах, открывающиеся под дейст- вием разрежения, т. е. когда давление внутри канала мень- ше окружающего давления, и закрывающиеся на скоростях полета, когда давление внутри воздухозаборника повыша- ется выше атмосферного. Это позволило достичь авх = = 0,97. . .0,99 на взлетном режиме. На взлете подъемно- маршевый двигатель имеет наибольший расход воздуха. При полете у земли или на относительно малых высотах требуются относительно малые тяги и соответственно ма- лые расходы воздуха. В результате большая часть воздуха перетекает мимо входа вокруг воздухозаборника. В резуль- тате на больших дозвуковых скоростях на малых высотах перетекаемый воздух на внешних поверхностях обечайки может достичь значительных сверхзвуковых скоростей. В конце сверхзвуковой области возникает интенсивный ска- чок уплотнения. По мере увеличения перетекания скачок уплотнения усиливается и вызывает отрыв пограничного слоя. Это приводит к весьма большому сопротивлению. Ис- следования показали возможность подобрать такую форму скругления передних кромок и сформировать так внешнюю форму обечайки, что внешний поток будет иметь сверхзву- ковую скорость в ограниченной области и замедляться до дозвуковой скорости с образованием слабого скачка уплот- нения и сопротивление такого воздухозаборника незначи- тельно больше, чем при дозвуковом его обтекании. Это ис- пользовано при создании воздухозаборника самолета «Хар- риер». Для предотвращения отрыва потока с фюзеляжа на входе в воздухозаборники применены щели слива погра- ничного слоя с выходом его в задней части фонаря. Хвостовая часть фюзеляжа имеет большое сужение. К ней крепятся киль и управляемое горизонтальное опере- ние, хвостовая балка с реактивными соплами управления 10* 147 по курсу и тангажу, подфюзеляжный киль, воздушный тормоз. Горизонтальное оперение имеет моноблочную кон- струкцию с отрицательным углом поперечного V (—15°). Имеются два лонжерона. За задним лонжероном хвосто- вая часть горизонтального оперения имеет слоистую кон- струкцию с сотовым заполнителем из алюминиевого спла- ва. Киль — многолонжеронный. Руль направления слоис- той конструкции с сотовым заполнителем из алюминиевого сплава. Рис. 2.53. Газодинамическая система управления самолета «Си Харри- ер»: 1,2 — трубопровод подвода сжатого воздуха к переднему соплу; 3 — крыльевые трубопроводы; 4 — трубопровод подвода сжатого воздуха к заднему соплу На самолете применено убирающееся шасси велосипед- ного типа. Оно имеет переднюю, основную и две подкрыль- ные стойки. Передняя стойка — самоориентирующая- ся с одним колесом. Основная стойка имеет спаренные колеса. Основная и носовая стойки не имеют подкосов и запираются в выпущенном положении штырем на верхней части каждой стойки, который входит в узел конструкции фюзеляжа. Опорные подкрыльевые стойки — одноко- лесные самоориентирующиеся. Система управления самолетом «Си Харриер» в допол- нение к традиционной, обеспечивающей управление само- летом в полете с помощью элеронов, стабилизатора и ру- ля направления, имеет реактивную (газодинамическую) 148 систему управления (рис. 2.53), работающую на режимах вертикального взлета и посадки ц на скоростях меньше эволютивных, т. е. на переходных режимах полета, а так- же систему управления положением поворотных сопел дви- гателя. Реактивная система управления работает на сжа- том воздухе, отбираемом от ТРДД «Пегас», и включает систему отбора воздуха (ее включение и выключение); тру- бопроводы подвода сжатого воздуха к соответствующим соплам, переднее и заднее сопла управления по тангажу,, заднее сопло управления по курсу, два сопла на консолях крыла для управления по крену и тяг управления, связан- ных с основной системой управления. Система управления направлением вектора тяги двигателя состоит из гидромо- тора, переднего и заднего синхронизирующих валов, цепей привода сопел. На самолете установлен один подъемно-маршевый ТРДД «Пегас» 104 с поворотом вектора тяги, имеющий максимальную тягу 96 кН. Максимальная взлетная масса самолета 8900 кг при вертикальном взлете и 11 325 кг при коротком взлете. Максимальная масса боевой нагрузки при коротком взлете с длиной разбега 480 м 2270 кг. Макси- мальная скорость полета у земли 1160 км/ч, практический потолок 15240 м, боевой радиус при вертикальном взлете с боевой нагрузкой 1360 кг 92 км. Самолет «Си Харриер» находится в серийном производстве. До запуска его в се- рийное производство проведен длительный процесс разра- ботки, испытаний и освоения схемы самолета. Для этой це- ли вначале был создан экспериментальный самолет Р. 1127, включавший почти все особенности схемы самолета «Хар- риер». С начала 1961 г. по 1963 г. проводились эксперимен- тальные полеты и доводка самолета Р. И27. В течение 1963 г. самолет был снабжен новым стреловидным крылом и двигателем «Пегас» 5 с тягой 68 кН. Этот самолет полу- чил наименование «Кестрел» F.G.A-Мк 1. В течение 1964— 1965 гг. были построены девять таких самолетов и из них создана специальная эскадрилья для оценки свойств само- лета «Кестрел» в условиях эксплуатации. Самолеты этой эскадрильи налетали около 600 ч, взлетая с различных пло- щадок, дорожек с травяным покровом, шоссейных дорог и. вспомогательных аэродромов. Несмотря на большой и ус- пешный опыт эксплуатации, самолет «Кестрел» не получил применения из-за сравнительно малой боевой нагрузки и отсутствия сверхзвуковой скорости полета. Фирма «Хо- кер» приступила к разработке сверхзвукового самолета вертикального взлета и посадки Р.1150, а затем Р.1154 на 149 •базе ТРДД с форсажем во втором контуре, т. е. перед пе- редними поворотными соплами. Затратив на эту работу около 5 лет и не достигнув положительного результата, фирма прекратила работу над сверхзвуковым вариантом СВВП и приступила к созданию дозвукового СВВП на базе ранее выполненных работ и опытной эксплуатации эскад- рильи самолетов «Кестрел». Созданный усовершенствован- ный околозвуковой СВВП и получил название «Харриер». Он один из немногих типов СВВП, запущенных в серийное производство. В настоящее время у него имеется ряд мо- дификаций. Наиболее современными являются «Харриер» GR.3 и «Си Харриер». В США фирмой «Макдоннелл-Дуг- лас» по лицензии из узлов, поставляемых из Англии, соби- рался самолет «Харриер», получивший обозначение AV-8A. Для повышения боевого радиуса действия и увеличения боевой нагрузки фирма «Макдоннелл-Дуглас» решила су- щественно модифицировать СВВП AV-8A. С двухконтурным ТРД «Пегас» 11 Мк 103 такой самолет имеет марку AV-8B. Самолет AV-8B существенно отличается от самолета AV-8A. Так, у него увеличены размах с 7,7 до 9,22 м и пло- щадь крыла с 18,92 до 21,37 м2. На крыле применен супер- критический профиль. Уменьшен угол стреловидности по передней кромке крыла. Задняя кромка крыла почти пря- мая. Крыло самолета AV-8B имеет увеличенную толщину профиля до 11,5% у корня и 7,5% в концевой части. Это позволило увеличить объем для размещения топлива. На самолете AV-8B масса топлива во внутренних топливных баках 3175 кг, в то время как на самолете AV-8A—2270кг. В конструкции крыла широко применены композиционные материалы — углепластики. Из этих материалов изготов- ляются верхняя и нижняя обшивки, ряд лонжеронов, нер- вюры, законцовки крыла, закрылки, элероны и обтекатели подкрыльевых стоек шасси. Это позволяет снизить массу крыла на 150 кг. Подкрыльевые стойки шасси приближе- ны к фюзеляжу. На самолете AV-8B изменены форма и внешние обводы воздухозаборника. Форма воздухозабор- ника изменена от полукруглой на AV-8A до эллиптической на AV-8B, и установлен дополнительный (второй) ряд впускных створок для улучшения работы воздухозаборника на взлетном режиме. В результате коэффициент сохране- ния полного давления возрос с 0,97 на самолете AV-8A до 0,981 на самолете AV-8B, что привело к увеличению тяги на 2,6 кН. На самолете AV-8B применено устройство уменьшения потерь тяги от подсасывающего действия струи и попадания выхлопных газов на вход в воздухоза- 150 борник в виде фиксированных продольных гребней на пу- шечном контейнере или фюзеляже и поперечного убираю- щегося щитка, который убирается автоматически вместе с уборкой шасси. В результате таких изменений взлетная масса самолета с коротким разбегом стала равной 13495 кг, полезная нагрузка при взлете с коротким разбе- гом — 4170 кг (при вертикальном взлете — 3175 кг). Бое- вой радиус с 12 бомбами равен 280 км, с семью бомбами и подвесными топливными баками — 1200 км. На самолете семь точек подвески боевых грузов: по три на каждой кон- соли и одна подфюзеляжная. Снижение массы является существенным фактором при достижении рабочих характеристик, присущих самолету AV-8B со стандартной тягой двигателя «Пегас» 11 96 кН. Крыло имеет номинальную полную площадь, равную 21,37 м2, что почти на 2,79 м2 больше, чем у «Харриера», Размах увеличен на 1,5 м. За исключением передних кро- мок, концевых частей, пилонов и элементов подсоединения шасси, а также центральной нервюры, крыло полностью выполнено из композиционных материалов, что позволяет уменьшить массу на 150 кг. С целью улучшить характеристики полета на крейсер- ском режиме применен суперкритический профиль крыла, который обладает меньшим лобовым сопротивлением при околозвуковой скорости за счет снижения интенсивности возрастания лобового сопротивления и лучшего аэродина- мического качества при выполнении маневров. Большие однощелевые закрылки связаны с механизмом отклонения сопла при взлете с короткой дистанцией разбега, что поз- воляет увеличить подъемную силу крыла. Струя заднего сопла подсасывает воздух через отклоненный закрылок, увеличивая разность скорости прохождения воздушного потока по верхней и нижней поверхностям крыла. Эта су- перциркуляция создает дополнительную подъемную силу, используемую при взлете с короткой дистанцией разбега. Новая конструкция передней части фюзеляжа позволи- ла улучшить обзор, удобство кабины и расположение ави- ационного электронного оборудования. Конструкция лобо- вого стекла, фонаря изменена таким образом, что это поз- волило улучшить обзор передней полусферы до 17° вниз, боковых направлений до 60° вниз и обзор задней полусфе- ры. Конструкция, выполненная из композиционных мате- риалов, уменьшает количество элементов, необходимых для сборки, и приводит к снижению массы на 35,4 кг, т. е. поч- ти на 25%. 151 Обшив'ка выполнена из слоистого материала с заполни- телем толщиной 2,65 мм с малой плотностью; в качестве заполнителя используется материал с основой из эпоксид- ной смолы, располагаемый между листами из углеродного волокна. Элементы жесткости представляют собой цели- ком отлитые детали. Панели пола и шпангоуты прикреп- ляются на место болтами, а половины обшивки скрепляют- ся болтами между собой. Съемный носовой конус позво- ляет осуществить доступ к авиационному электронному оборудованию. Весь блок механически соединен с цент- ральной частью фюзеляжа. Чтобы уравновесить новую носовую часть, задняя часть фюзеляжа была удлинена на 45,7 см. Конструкция была повторно подвергнута напряжениям для того, чтобы прове- рить, как она выдерживает нагрузки, возникающие из-за расширенного диапазона режимов системы регулировки тяги по величине и направлению при горизонтальном по- лете. Увеличен объем заднего отсека для оборудования. С целью компенсации увеличенной площади передней час- ти фюзеляжа на самолете «Си Харриер» установлен более высокий киль. Следует отметить, что если в конструкции крыла ис- пользуется около 3000 элементов крепления, то конст- рукция хвостового стабилизатора много проще. Плос- кая поверхность, по существу, состоит из четырех эле- ментов: металлической передней кромки, верхней обшивки, выполненной из композиционного материала, нижней об- шивки, изготовленной из 'композиционного материала и соединенной с лонжеронами, и съемной задней кромки. Хвостовые стабилизаторы этих ЛА часто повреждаются при наземной эксплуатации, а концевая кромка сотовой конструкции склонна с расслаиванию. Съемная концевая кром'ка, выполненная из композиционных материалов, раз- решает обе эти проблемы. Углеродное волокно считается идеальным материалом для изготовления хвостовых стаби- лизаторов, выдерживающих большие вибрации. Для получения повышенной статической тяги и умень- шенного лобового сопротивления при полете на крейсер- ском режиме разработана новая конструкция воздухоза- борника. Воздухозаборники с вспомогательным вторым рядом отверстий создают дополнительную площадь для за- бора воздуха при вертикальном (коротком) взлете до 0,8 м2 по сравнению с 0,4 м2, имеющим место на «Харрие- ре» с одним рядом отверстий для ввода воздушного пото- ка. Получено на 1 % лучшее значение коэффициента вос- 152 становления давления, эквивалентное 2,6 кН большей тя- ге при вертикальном взлете. Эллиптическая форма кром- ки заменила дугу круга, присущую самолету «Харриер», а площадь критического сечения сопла увеличилась с 0,86 до 0,9 м2. Усовершенствование воздухозаборника повысила емкость топливного бака, расположенного в передней час- ти фюзеляжа. Характеристика вертикального взлета зависит от комп- лексного взаимодействия между вертикальной тягой и фонтанным эффектом, которые позволяют поднять самолет и груз, и эффектами засасывания горячих газов в воздухо- заборники и подсасывания выхлопными струями снизу, сни- жающими тягу и подъемную силу. Для повышения фонтан- ного эффекта и снижения засасывания горячих газов под фюзеляжем устанавливаются средства увеличения подъем- ной силы. Они состоят из ребер, расположенных на под- весных контейнерах с вооружением, и убирающейся перегородки между этими контейнерами. Выхлопные газы высокой энергии, отражаемые от земли, улавливают- ся этими ^средствами. Это создает подъемную силу и сни- жает засасывание воздухозаборником горячих газов, тем самым увеличивая тягу. Уже достигнуто снижение темпе- ратуры в воздухозаборнике на 20°. Средства увеличения подъемной силы создают на 4,53 кН большую подъемную силу на режиме вертикального взлета, чем это имело мес- то у «Харриера» без этих устройств. С целью увеличения коррозионной устойчивости двига- тель AV-8B подвергнется изменениям, введенным для дви- гателей «Пегас» 104 самолетов типа «Си Харриер». Даль- нейшие усовершенствования повысят надежность двигате- ля и его ремонтопригодность. На серийно выпускаемых са- молетах AV-8B устанавливаются двигатели F402-RR-40S с увеличенной тягой. Максимальный срок эксплуатации двигателя составляет 1000 ч при проверке каждые 500 ч горячих частей. Планируемые усовершенствования касаются использо- вания алюминиевых вентиляторов и промежуточных кар- теров с повышенным сроком службы, впрыска воды в дви- гатель и увеличения срока службы камеры сгорания, улуч- шения охлаждения лопаток первой ступени турбины высо- кого давления, закрытия кожухом турбины низкого давле- ния, а также усиленной коробки передач и привода. Может быть установлено цифровое электронное устройство регу- лирования подачи топлива. 153, Явным внешним изменением является применение пе- редних сопел прямоугольного сечения с нулевым скосом. Сопла первоначально принятой конструкции дают расши- рение струи, что приводит к потерям тяги при взлете с ко- роткой дистанцией разбега. Сопло новой конструкции вы- пускает газ в пространство, ограниченное с трех сторон крылом, фюзеляжем и внутренним пилоном вооружения. За счет управления подобным образом струей газов со- здается дополнительная взлетная тяга при взлете с корот- кой дистанцией разбега, равная 0,88 кН. На самолете AV-8B применена такая же система реак- тивного управления, как и разработанная для «Харрие- ра», но с некоторыми усовершенствованиями. Переднее управляющее сопло перемещено вперед на 22,9 см и немно- го наклонено вперед. Это помогает избавиться от попада- ния посторонних предметов в переднюю часть воздухоза- борника, в то же время обеспечивая такое же управление по тангажу. В связи с тем что размах кр-ыла на 1,5 м боль- ше, увеличивается эффективность органов управления кре- ном. Сопла управления по крену усовершенствованы так, чтобы избавиться от наклона, устраняя взаимодействие движений крена и рыскания. Передние и задние органы ре- лктивного управления взаимодействуют, составляя систе- му стабилизации положения с повышением устойчивости, что уменьшает физическую нагрузку на летчика. Обеспече- ны демпфирование по трем осям и стабилизация положе- ния по двум осям. В целях выдерживания большой массы использовано шасси повышенной мощности. Как и на «Си Харриер», колеса шасси отлиты из алюминия. Другими особенностями -применяемых систем являются: встроенный привод/генератор мощностью 15/20 кВт, ни- кель-кадмиевая батарея, система обеспечения жизнедея- тельности с «Си Харриер», бортовая установка производ- ства кислорода и съемная (убирающаяся в полете запра- вочная штанга). На самолете AV-8B в основном установлено стандарт- ное авиационное электронное оборудование. Система сбро- са средств поражения является системой бомбометания ло скорости изменения угла визирования. Она объединя- ется с лазерной (телевизионной) станцией слежения и ус- танавливается в носу самолета, обеспечивая возможность выполнения дневных и ночных атак с использованием обычных бомб, наводимых лазерной системой средств по- ражения, и телеуправляемых ракет типа «воздух—земля». 154 На самолете применяется ЭВМ, используемая для обра- ботки данных по выполнению задания. В состав навигационной системы входят: инерциаль- ные навигационные приборы (ASN-130 с самолета F-18), система ТАКАН, радиолокационный высотомер и радио- локационный маяк. Помимо этого применяется система всепогодной посадки. Радиоаппаратура включает в свой состав аппаратуру радиоразведки и радиопротиводействия, в которую входят приемник радиолокационного обнаружения, автомат сбра- сывания осветительных ракет, дипольных отражателей и усовершенствованная система радиопомех самозащиты ASPJ, установленная в обтекаемом подвесном контейнере. Система ASPJ предназначена для установки на таких са- молетах, как F-18. Большая часть авиационного электрон- ного оборудования размещается в заднем отсеке, предна- значенном для установки оборудования, а передача опре- деленной информации в кабину летчика осуществляется посредством использования волоконной оптики, стойкой к радиопротиводействию. Принципы конструкции кабины F-18 получили яркое отражение в конструкции кабины самолета AV-8B, а неко- торое оборудование взято полностью из F-18. Основным устройством является двойная комбинированная система индикации на лобовом стекле. Сразу же под системой ин- дикации в верхней части расположена панель средств свя- зи, навигации и идентификации. Все прочие органы управ- ления размещены на ручке управления и рычаге управле- ния двигателем. Многоцелевая индикация с F-18 занимает основное мес- то на приборной доске. Приборы двигателя заменены циф- ровым индикатором управления двигателем. Состояние по- дачи топлива также отображается в цифровой форме. Самолет AV-8B, по сути дела, является бомбардиров- щиком. Характеристика полезной нагрузки/дальности дей- ствия по крайней мере в два раза превышает подобную характеристику самолета AV-8A. Крыло новой конструк- ции имеет отсек для установки двух дополнительных пило- нов, каждый из которых способен нести груз, равный 286 кг, и проводку для подсоединения ракет «Сайдвиндер». Внутренний и средний пилоны (соответственно 907 и 454 кг) имеют систему трубопроводов, подсоединенную к подвесным топливным бакам. Оборонительная система ра- диоразведки и радиопротиводействия устанавливается на пилоне (масса 454 кг). 15S Вместимость встроенных топливных баков, равная 3400 кг, на 50% превышает вместимость подобных баков •самолета AV-8A, что связано с усовершенствованием кон- струкции воздухозаборника и толщиной суперкритического профиля крыла. AV-8B несет больше топлива во встроен- ных баках, чем самолет AV-8A с двумя сбрасываемыми ба- ками вместимостью 455 л. При целиком заполненном встроенном топливном баке самолет AV-8B может нести груз, равный 4174 кг. Перегоночная дальность самолета с четырьмя сбрасываемыми топливными баками емкостью 1136 л составляет 3889 км в случае сохранения баков и 4630 км в случае сброса баков. Масса пустого самолета AV-8B составляет 5780 кг, что почти на 254 кг превышает массу AV-8A. Максимальная расчетная взлетная масса равна 13495 кг, т. е. она увели- чена на 2155 кг. Самолет AV-8B рассчитан на взлетную .массу, равную 13075 кг, включая 2517 кг топлива и 16 бомб Мк82, масса которых составляет 4125 кг, при взлете с ВПП длиной 305 м на уровне моря в тропических услови- ях (температура 32°С). Это соответствует боевому радиу- су действия, равному 342 км. При условии заполнения все- го объема внутренних топливных баков, загрузки семью бомбами Мк82 массой 1810 кг и использования пушки бое- вой радиус действия составляет 397 км. При заполнении дополнительных наружных топливных баков (масса 1429 кг) радиус действия возрастает почти до 1167 км. Характеристики маневрирования в воздушном бою улучшены за счет возможности изменения тяги по величи- не и направлению. Сопла могут поворачиваться в полетев целях достижения торможения, увеличения скорости вы- полнения виража и уменьшения радиуса виража. Система управления тягой по величине и направлению при прямо- линейном полете впервые была использована на самолете морской пехоты AV-8A, но на нем не хватало прочности для того, чтобы полностью использовать возможности. Уси- ление центральной и хвостовой частей фюзеляжа самолета AV-8B и установка привода для поворота сопла позволили расширить характеристики по изменению тяги. Полный поворот сопел вперед (на 98°) может быть осуществлен при скорости до 852 км/ч, что на 92,6 км/ч больше, чем у самолета AV-8A. Поворот сопел на 43° вниз уменьшит значение числа М с 0,85 до 0,14 за 20 с. Улучшение поперечного управления за счет больших сопел управления креном, расположенных ближе к наруж- ной части, повышает допуск на боковой ветер во время 156 перемещения. При скорости 185 км/ч и скорости бокового ветра 55,6 км/ч необходима только половина имеющейся в наличии эффективности органов управления. Увеличена продольная устойчивость при условии расположения под крыльями контейнеров с вооружением. Крутка и кривизна крыла выбрана так, чтобы уменьшить нагрузки на хвосто- вое оперение при числах М, больших 0,6. Это приводит к меньшему балансировочному сопротивлению при полете Рис. 2.54. Общий вид ТРДД «Пегас» с четырьмя поворотными соплами на крейсерском режиме и меньшим нагрузкам на хвосто- вое оперение при режимах полета на околозвуковых ско- ростях. На самолетах «Харриер», AV-8A и AV-8B применены ТРДД с четырьмя поворотными соплами «Пегас» (рис. 2.54). Двигатель «Пегас» прошел значительный путь совер- шенствования. Он создан и прошел стендовые испытания в 1959 г. с тягой 49 кН («Пегас» 2), а летные испытания прошел в 1960 г. на прототипе самолета вертикального взлета и посадки Р. 1127. Уже в 1969 г. начал стендовые испытания «Пегас» 11 Мчк 103, а в 1970 г. — летные испы- тания на СВВП «Харриер». Тяга этого двигателя соста- вила 96 кН. Создан двигатель «Пегас» 15 с тягой 108 кН. Удельная масса двигателя «Петас»2 1959 г. — 0,0254 кг/Н, а двигателя «Пегас»! 1 — 0,0146 кг/Н. Следует сказать, что последние модели «Пегас» по принципу работы и основ- ным формам такие же, как и ранние образцы «Пегас» 2. Однако с того времени увеличилось число ступеней ком-* 157 прессора и изменились многие части двигателя в целях улучшения их характеристик и повышения надежности. Серийный двухконтурный турбореактивный двигатель «Пегас»! 1 Мк 103 на режиме вертикального взлета продол- жительностью 15 С- имеет удельный расход топлива 0,078 кг/(Н-ч). Масса двигателя равна 1390 кг, расход воздуха — 200 кг/с, температура газов перед турбиной — 1453 К, степень двухконтурности — 1,36, суммарная сте- пень повышения давления воздуха в компрессоре и венти- ляторе— 14,7, а только в вентиляторе — 2,3. Вектор тяги этого двигателя поворачивается от 0 (горизонтальная тя- га) до 98° (реверс тяги), занимая плавно все промежуточ- ные шоложения. На режиме обычного взлета без отбора воздуха на газодинамическое управление тяга в течение 2,5 мин составляет 85 кН при удельном расходе топлива 0,07 кг/(Н-ч). Диаметр двигателя по входу равен 1220 мм,, длина двигателя без сопел — 2510 мм, а с выходными соп- лами — 3480 мм. Двигатель «Пегас» — двухконтурный с противополож- ным направлением вращения роторов для снижения гиро- скопических моментов. Рис. 2.55. Конструктивная схема ТРДД «Пегас»: / _ трехступенчатый вентилятор; 2 — восьмиступенчатый компрессор; 3 —- камера сгорания; 4, 5 __турбина высокого и низкого давления; 6 — задние поворотныз- сопла; 7__передние поворотные сопла; 8 — направляющие лопатки 158 Компрессор состоит (рис. 2.55) из трехступенчатого ро- тора низкого давления (вентилятора) ), лопатки которого изготовляются из титанового сплава, и 8-ступенчатого ком- прессора высокого давления 2. Вентилятор не имеет на- правляющего аппарата, и передний подшипник располо- жен после вентилятора, т. е. вентилятор установлен кон- сольно. Скорость потока на периферии рабочих лопаток вентилятора сверхзвуковая и соответствует М=1,3. Рабо- чие лопатки всех трех ступеней вентилятора имеют проти- вовибрационные полки. Лопатки рабочего колеса 1-й сту- пени вентилятора толще лопаток других ступеней и с боль- шей толщиной передней кромки для большей устойчиво- сти при ударе о них попадающих на вход в двигатель посторонних предметов (частиц бетона, грунта и др.). Кор- пус вентилятора изготовлен из титанового сплава. За по- следней ступенью вентилятора отбирается воздух низкого давления для охлаждения газовой турбины, вентиляции двигательного отсека и для охлаждения подшипников зад- них поворотных сопел. Промежуточный (между вентилятором и компрессором высокого давления) корпус отливается из магниевого спла- ва. В нем расположены подшипник ротора вентилятора и передний подшипник ротора компрессора высокого давле- ния. На этом корпусе расположены вспомогательные агре- гаты двигателя. 8-ступенчатый компрессор 2 высокого давления имеет стальные рабочие лопатки, входной направляющий аппа- рат компрессора — поворотные лопатки. Ротор компрессо- ра — дискового типа. Корпус компрессора изготовлен из алюминиевого сплава. За 5-й ступенью компрессора высо- кого давления установлены клапаны перепуска воздуха в канал второго контура для повышения устойчивости рабо- ты двигателя. Эти клапаны работают автоматически. За 6-й ступенью компрессора высокого давления производится отбор воздуха для наддува топливных баков, работы тур- бонасоса впрыска воды для системы охлаждения оборудо- вания, системы кондиционирования воздуха в кабине, сис- темы пневматического привода поворотных сапел двигате- ля, системы впрыска воды и наддува масляного радиатора главных стоек шасси. За 8-й ступенью отбирается воздух для работы реактивных сопел газодинамической системы управления СВВП на взлетно-посадочных режимах полета. В двигателе применены кольцевая камера сгорания 3, форсунки испарительного типа, факельный воспламени- тель, 4-ступенчатая турбина. Турбина 4 привода компрес- 159 сора высокого давления — 2-ступенчатая. Рабочие лопат- ки и лопатки сопловых аппаратов охлаждаются воздухом. Для повышения надежности работы рабочие лопатки али- тированы. Рабочие лопатки турбины компрессора имеют бандажные полки. Турбина 5 привода вентилятора — 2-ступенчатая. Рабочие лопатки с наружными бандажными полками имеют большое удлинение. Рис. 2.56. Поворотное сопло двигателя «Пегас» с двумя направляющими лопат- ками Две пары поворотных выходных сопел 6 и 7 устанавли- ваются симметрично по обеим сторонам двигателя и пово- рачиваются синхронно. На выходе из сопел установлены по две профильных направляющих лопатки <§, которые служат для лучшей организации поворачиваемого потока (рис. 2.56). Кроме того, в этих же местах между направля- ющими лопатками 8 (рис. 2.55) устанавливаются допол- нительные накладки (триммеры) для отладки двигателя по величине тяги и соотношения тяг между передними и задними соплами. Скорость истечения воздушного потока из передних сопел — 350 м/с, температура — 150° С, а из задних сопел — 550 м/с с температурой 670° С. Поворот выходных сопел осуществляется двумя воздушными мото- рами, работающими на сжатом воздухе, отбираемом за 6-й ступенью компрессора высокого давления. Воздушные моторы через карданные валы и цепные передачи осуще- ствляют поворот передних и задних сопел. Управление положением сопел осуществляется из кабины летчиком с помощью рукоятки, установленной рядом с ручкой управ- ления двигателем. Система управления обеспечивает поворот выходных сопел с угловой скоростью 90°/с. Система управления дви- гателем включает регуляторы: топливный, положения ло- 160 паток направляющего аппарата компрессора, положения передних и задних поворотных выходных сопел. В состав системы управления входит также ограничитель темпера- туры газов на входе в тур.бину двигателя. Он работает с '-помощью термопар, устанавливаемых за турбиной двига- 'теля, и чувствительных оптических пирометров для изме- рения температуры вращающихся рабочих лопаток тур- бины. На двигателе «Пегас» применена система впрыска во- ды в камеру сгорания для повышения тяги на режимах вертикального и короткого взлета. Для впрыска исполь- зуется дистиллированная вода под давлением 1700 кПа. Впрыск воды осуществляется через 18 форсунок в камеру сгорания в количестве 114 л/мин. Для повышения надеж- ности работы турбины на повышенных режимах осущест- вляется впрыск воды в охлаждающий воздух, поступаю- щий для охлаждения сопловых лопаток турбины. Впрыск воды производится не только для увеличения тяги, но и для ее сохранения в условиях жаркой погоды. На самолете «Си Харриер» применен двигатель «Пе- гас» 11 Мк 104. Конструктивно он не отличается от двигате- ля Мк 103, только на нем применены материалы, не под- верженные коррозии от морской воды. Так, магниевые сплавы заменены на титановые и др. В результате его мас- са увеличилась на 40 кг по сравнению с Мк 103. Существенно улучшенной модификацией двигателя «Пе- гас»11 Мк 103 является «Пегас»11-35. Он создавался для самолета AV-8B и «Супер Харриер». Тяга этого двигателя при впрыске жидкости равна 111 кН, масса — 1460 кг, расход воздуха — 205 кг/с. Общая компоновка ТРДД «Пе- гас» И-35 не изменилась по сравнению с «Пегас»! 1. Вентилятор двигателя 3-ступенчатый, улучшенной кон- струкции по сравнению с Мк 103, с увеличенным на 4,5% расходом воздуха и увеличенной степенью повышения дав- ления при том же диаметре корпуса двигателя. Это достиг- нуто благодаря улучшенной конструкции рабочих и на- правляющих лопаток компрессора и увеличению на 6% частоты вращения ротора вентилятора и турбины низкого давления. Компрессор 8-ступенчатый, как и на двигателе Мк 103, но он имеет более высокую ступень повышения давления вследствие совершенствования проточной части. Камера сгорания — кольцевая с системой впрыска воды. Турбина компрессора и турбина вентилятора имеют по две ступени. Радиальные зазоры в турбине уменьшены для снижения яотерь. Поворотные сопла имеют измененную И Зак. 869 161 площадь сечения (рис. 2.57). Передние сопла (второго кон- тура) имеют прямоугольную форму без скоса в выходном сечении. Это снижает потери при повороте потока. Форма и размеры сопел направляют выхлопные струи воздуха и газов в зону, ограниченную крылом, фюзеляжем и пило- ном подвески оружия, что повышает эффективную тягу. Сопла выполнены из титановых сплавов для снижения их Рис. 2.57. Конструктивная схема двигателя «Пегас» 11 -35 массы. На ТРДД «Пегас» 11-35 применена электронная цифровая система регулирования на базе микропроцессо- ров с увеличенным быстродействием. На двигателе приме- нен объединенный агрегат — турбокомпрессорный стартер- энергоузел. Переключение его с одного режима на другой происходит автоматически в процессе работы двигателя. В разработке находится подъемно-маршевый двухкон- турный турбореактивный двигатель с форсажем в наруж- ном контуре «Пегас»! 1-33. Он разработан на основе двига- теля «Пегас» И-35, но у него перед передними поворотны- ми соплами устанавливаются форсажные камеры сложной конфигурации (рис. 2.58). В форсажной камере воздух после вентилятора с температурой 425 К подогревается до температуры 1600 К за счет сгорания впрыскиваемого в двух зонах топлива. Температура газов на выходе из зад- них сопел 955 К, т. е. такая же, что и у «Пегас»! 1-35. В результате тяга двигателя увеличивается со 111 на макси- мальном бесфорсажном режиме до 151 кН на форсажном режиме. Выходные сечения передних сопел должны быть регулируемыми. Много внимания уделяется конфигурации и расположению передних поворотных сопел для предот- вращения попадания горячих газов на вход в воздухоза- борник двигателя. 162 Рис. 2.58. Схема ТРДД с форсажем «Пегас» 11-33: / — форсажная камера; 2 — поворотное сопло на форсажном режиме; 3 — пово- ротное сопло на бесфорсажном режиме Рис. 2.59. ТРДД с тремя поворотными соплами: / — форсажная камера; 2 — поворотное сопло на форсажном режиме; 3 — пово- ротное сопло на бесфорсажном режиме; 4 — неподвижная часть поворотного сопла; 5 — трехсегментное поворотное сопло; 6 — режим вертикальной тяги; 7 — режим горизонтальной тяги 11* 163 Двигатель «Пегас» И-33 предназначается для сверх- звуковых самолетов короткого и вертикального взлета и по-садки. Еще одним типом двигателей «Пегас» является двига- тель с тремя поворотными соплами с форсажем в первом и во втором контурах (рис. 2.59). Этот двигатель разраба- тывается на основе двигателя «Пегас» И-33. У него два передних поворотных сопла 2 и 3 и в каналах перед ними форсажные камеры 1. Они идентичны с соплами и фор- сажными камерами двигателя 11-33. После турбины газы первого контура не разветвляются на два направления, а истекают в прямом направлении через одну выхлопную трубу 4 и поворотное выходное сопло 5. Перед поворот- ным соплом устанавливается форсажная камера внутрен- него контура. Поворот передних сопел осуществляется обычным путем, как это сделано на всех модификациях двигателей «Пегас». Поворот третьего (заднего) сопла осу- ществляется за счет вращения частей сопла в разные сто- роны (рис. 2.60). Тяга двигателя на максимальном режи- ме 120 кН, а на форсажном — 178 кН. Рис. 2.60. Поворот выходного сопла за счет вращения его частей в разные стороны: 1 — горизонтальная тяга; 2 — пово- рот сопла на промежуточный угол; 3 — вертикальная тяга Данный тип двигателя лучше компонуется на сверхзву- ковом СВВП и позволяет лучше использовать поворот век- тора тяги в полете для маневрирования самолета. Это обус- ловлено равенством моментов относительно центра масс тяги от передних сопел и от заднего сопла. Глава 3 ВЗЛЕТ КОРАБЕЛЬНЫХ САМОЛЕТОВ С ПАЛУБЫ КОРАБЛЯ Взлет — это процесс перехода самолета от неподвиж- ного положения на линии старта к управляемому полету. Корабельные самолеты могут осуществлять взлет с ко- раблей различными способами. Наиболее распространен- ными взлетами являются: катапультный, с коротким раз- бегом, трамплинный и вертикальный. Рассмотрим специфи- ческие особенности различных способов взлета. 3.1. КАТАПУЛЬТНЫЙ ВЗЛЕТ Катапультный взлет, как это указывалось выше, осу- ществляется при разных взлетных массах самолета и мас- сах боевой нагрузки, различных сочетаниях скорости взле- та и продольных ускорений. Паровые катапульты, применяемые на современных авианосцах, располагают максимальной энергией от 54-Ю6 на авианосцах типа «Мидуэй» до 97,8 • 107 Дж на авианос- цах типа «Честер У. Нимитц». Это позволяет разгонять самолеты массой 40 000 кг до скорости 300 км/ч. Известно, что в процессе разбега (разгона) самолета на него действуют кроме аэродинамических сил (Y—подъ- Рис. 3.1. Силы, действующие на самолет в процессе разгона на ката- пульте 165 емкая сила, X — сила сопротивления) силы: тяги двигате- лей Р и тяжести G, а также силы, вызванные реакцией па- лубы корабля, нормальная -V-=W--.K + -V0.K, трения F и тя- ги катапульты Рк (рис. 3.1). Считаем, что для катапультного взлета в процессе раз- гона угол между вектором тяги и направлением движения очень мал, движение осуществляется практически вдоль горизонтальной поверхности корабля (при отсутствии кач- ки корабля), тяга катапульты приложена горизонтально. В этом случае уравнения движения самолета запишутся: mdV/dt = PK + p-X — f(G-Y); Y + N — G = 0; dL/dt --= V, (3.1) (3.2) (3.3) где m— масса самолета; dV/dl— ускорение движения самолета при разгоне; f— коэффициент трения; L— длина пути при разгоне; /— время разгона; V— скорость движения. Первое уравнение определяет ускорение, оно позволяет определить характер изменения скорости при разгоне. Вто- рое — дает возможность определить нормальную силу N, т. е. реакцию палубы корабля, а значит, и силу трения. Третье —. позволяет определить потребную длину разго- на самолета. Таким образом, уравнения движения самолета позво- ляют определить скорость схода самолета с катапульты, длину разгона и время разгона. Конечная воздушная с к о р о с т ь катапультного старта практически равна скорости отрыва самолета при его разбеге по аэродрому. Разница состоит в том, что раз- гон осуществляется за счет тяги двигателей и главным об- разом за счет тяги катапульты. Кроме того, при разбеге по аэродрому самолет увеличивает угол тангажа, а следо- вательно, угол атаки до величины угла отрыва, который у современных самолетов составляет 8. ..14°, а при ката- пультном взлете угол тангажа близок к нулевому значе- нию. После схода самолета происходит поворот самолета относительно поперечной оси, увеличивается угол тангажа и соответственно угол атаки для увеличения подъемной силы, необходимой для предотвращения уменьшения высо- ты, а затем и для набора высоты. Особенностью катапульт- 166 ного взлета является также наличие значительных вели- чин скорости внешнего потока над палубой корабля в ре- зультате хода корабля. В связи с этим конечная воздуш- ная скорость катапультного старта равна сумме скорости, до которой разгоняется самолет катапультой, и скорости воздушного потока над палубой корабля в результате его хода. Минимальная конечная воздушная скорость катапульт- ного старта — это воздушная скорость, достигаемая над обрезом палубы авианосца, ниже которой самолет не мо- жет удерживаться в воздухе. Скорость, до которой разгоняется самолет данной ка- тапультой, определяется располагаемой энергией ката- пульты и массы самолета. Она определяется выражением V пх ---- ОХ -/• 2gE к (3.4) где Ек — энергия катапульты. 70000 to -с tf 60000 1 50000 \ Ъ> -2 «J 5 40000 ъ. «з 1 30000 ч ъ .<** ^ 20000 *0 RA -5С *OF-4J -V-OA-7A 200 220 240 260 280 Усх,кп/ч Рис. 3.2. Зависимость скорости схода Ус* самолета с катапульты авиа- носца типа «Форрестол» от его взлетной массы На рис. 3.2 представлена зависимость скорости схода с катапульты авианосца типа «Форрестол» от взлетной мас- сы самолета. Как видим, с увеличением взлетной массы самолета скорость схода непрерывно уменьшается. На этом же рисунке нанесены точки минимальных скоростей 167 .безопасного взлета конкретных самолетов RA-5C, F-4J, .А-7А. Из этих данных следует, что для обеспечения безо- ласного взлета самолетов с помощью катапульты авианос- ца типа «Форрестол» требуется обеспечить при старте ско- рость хода 16 уз для самолетов RA-5C и А-7А и 10 уз для самолета F-4J. Минимальная воздушная скорость катапультного стар- та определяется комплексом взаимосвязанных аэродина- мических и летных характеристик. К этим характеристи- кам следует отнести: скорость сваливания; летные харак- теристики на больших углах атаки; воздушную скорость, лри которой обеспечивается выдерживание высоты; пово- рот самолета для увеличения угла тангажа до угла, необ- ходимого для прекращения просадки самолета при сходе самолета с палубы корабля. Каждая из этих характери- стик, определяющих минимальную воздушную скорость ка- тапультного старта, может быть рассмотрена отдельно. Скорость сваливания (или максимальное зна- чение коэффициента подъемной силы) — это минимально допустимая конечная воздушная скорость катапультного старта, ниже которой происходит сваливание самолета из- за выхода на углы атаки, где происходит срыв потока с несущих поверхностей. Задача состоит в том, чтобы на этих углах атаки или близких к ним получить большие значения коэффициента подъемной силы. Для этого ис- пользуют различные средства механизации крыла: пред- крылки, носовые щитки, отклоняемые носки, закрылки, щитки-закрылки, используется также управление погра- ничным слоем и др. Предкрылки— это небольшие крылышки, установ- ленные вдоль передней кром'ки крыла. При выдвижении предкрылка между ним и крылом образуется профилиро- ванная щель. Воздух, выходящий из щели на верхнюю по- верхность крыла, увеличивает скорость потока в погра- ничном слое и повышает его устойчивость к отрыву. В ре- зультате увеличивается критический угол атаки и макси- мальный коэффициент подъемной силы. На самолетах со стреловидными крыльями предкрылки затягивают конце- вой срыв на крыле и позволяют существенно улучшить мо- ментные характеристики. Носовые щитки при отклонении вызывают из- менение кривизны крыла вблизи передней кромки, обеспе- чивают более плавное обтекание передней кромки, умень- шают местные положительные градиенты давления и срыв потока затягивается на большие углы атаки. Кроме 168 того, при отклонении носового щитка увеличивается пло- щадь крыла. В результате увеличивается максимальный коэффициент подъемной силы. Отклонение носка крыла, так же как и носового щит- ка, изменяет кривизну крыла и позволяет увеличить кри- тический угол атаки и максимальный коэффициент подъ- емной силы. Наиболее эффективным является отклонение носков на угол, обеспечивающий безударный вход потока на .переднюю кромку. На крыле конечного размаха мест- ные углы^атаки в различных сечениях неодинаковы, поэто- му потребные углы отклонения носков для обеспечения безударного входа потока различны. Так как по размаху крыла углы отклонения носков значительно изменяются, то для практической реализации безударного входа пото- ка отклоняемый носок должен быть разрезан на секции для отклонения каждой секции на свой угол. Отклонение носков позволяет увеличить аэродинамическое качество за счет уменьшения сопротивления, обусловленного подъем- ной силой. В качестве механизации задней кромки используются различные типы закрылков (простые, щелевые, много- звенные, выдвижные). Принцип работы простого закрыл- ка состоит в изменении кривизны крыла и в торможении потока под крылом при отклоненном закрылке и разгоне его над крылом. В результате возрастает подъемная сила крыла (рис. 3.3). Увеличение угла отклонения закрылка приводит к росту положительного градиента давления. На верхней поверхности закрылка развивается срыв потока и в результате замедляется рост коэффициента подъемной W Oj / __/ АС, 'y*t / bfO °> / 5 Ю 15 20 Рис. 3.3. Изменение подъемной силы крыла при обтекании закрылка 169 силы. Для эффективной работы закрылка на больших уг- лах его отклонения применяются щелевые закрылки. Воз- дух, проходя через профилированную щель с нижней по- верхности на верхнюю, увеличивает скорость в погранич- ном слое и повышает его устойчивость к отрыву. В резуль- тате увеличивается прирост коэффициента подъемной си- лы. Для повышения эффективности закрылков их иногда делают многозвенными, многощелевыми. Кроме положи- тельного влияния щелей здесь достигается также более плавное изменение кривизны, что уменьшает положитель- ные градиенты давления на закрылке, увеличиваются сум- марный угол отклонения и прирост коэффициента подъем- ной силы. Выдвижной закрылок в отличие от простого од- новременно с отклонением вниз выдвигается назад. При этом увеличивается площадь крыла, уменьшаются удлине- ние крыла и положительные градиенты давления, в резуль- тате заметно возрастает коэффициент подъемной силы. Эффективным способом борьбы со срывом потока на закрылке является управление пограничны мел о- ем (сдув или отсос пограничного слоя). При сдуве пограничного слоя струя воздуха, отбирае- мого от двигателя, через узкую щель выдувается на верх- нюю поверхность закрылка. Коэффициент подъемной си- лы возрастает при этом по следующим причинам: сдув увеличивает скорость течения в пограничном слое, затяги- вает срыв потока и позволяет увеличить углы отклонения закрылка; газовая струя при сдуве эжектирует воздух с верхней поверхности крыла и увеличивает на ;ней разреже- ние, а также тормозит поток и увеличивает давление на нижней поверхности; газовая струя создает реактивную си- лу, проекция которой увеличивает подъемную силу. При отсосе пограничного слоя удаляется заторможен- ная часть пограничного слоя и скорости на верхней поверх- ности возрастают. При применении струйного закрылка в узкую щель, расположенную вдоль задней кромки крыла, выдувается струя газа под некоторым углом к хорде крыла. За счет эжекции газовой струей возрастают скорость потока и раз- режение на верхней поверхности крыла. В то же время струя тормозит поток под крылом и увеличивает давление на нижней поверхности. В результате возрастает подъем- ная сила. Наряду с этим при истечении струи газа появля- ется реактивная сила, проекция которой также увеличива- ет подъемную силу. Наибольший эффект получается при одновременном 170 применении механизации передней и задней кромок крыла. Для повышения несущих свойств самолета на взлете, а следовательно, для уменьшения минимальной воздушной скорости катапультного старта целесообразно по возмож- ности увеличивать размеры механизации. При наличии крыла изменяемой стреловидности для увеличения несу- щих свойств на взлете крыло устанавливается в положе- ние минимальной стреловидности, что позволяет на данном угле атаки получить большие значения коэффициента подъемной силы как за счет меньшей стреловидности, так и за счет большего удлинения крыла. На современных самолетах для увеличения несущих свойств широко используется идея полезного отрыва пото- ка. При увеличении угла атаки, начиная с некоторого его значения, характер зависимостей аэродинамических коэф- фициентов от угла атаки изменяется вследствие срыва по- тока, при этом в большинстве случаев уменьшаются подъ- емная сила и аэродинамическое качество, возрастает со- противление, могут существенно изменяться моментные характеристики по сравнению со случаем безотрывного обте- кания. Причиной отрыва потока с крыла является взаимо- действие положительного градиента давления по хорде с пограничным слоем. Характер этого взаимодействия опре- деляется геометрической формой крыла (формой профиля и формой крыла в плане), углом атаки, состоянием погра- ничного слоя, числом М и другими факторами. При этом отрыв потока может происходить как с поверхности кры- ла, так и с его кромок. При отрыве потока с верхней по- верхности крыла на ней существенно уменьшается разре- жение, а следовательно, и коэффициент подъемной силы крыла. Отрыву потока с поверхности крыла способствует образование местных скачков, которые вызывают волно- вой срыв. У крыла бесконечного размаха картина распределения давления и структура пограничного слоя во всех сечениях одинаковы, одинаковы и градиенты давления. Поэтому от- рыв потока начинается во всех сечениях одновременно при одном и том же угле атаки. У крыла конечного размаха в различных его сечениях картины распределения давле- ния и структуры пограничного слоя различны, поэтому от- рыв потока происходит неодновременно. Кроме того, на- личие концевых перетеканий воздуха с нижней поверхно- сти на верхнюю уменьшает разрежение и положительные градиенты давления на верхней поверхности и срыв пото- ка затягивается на большие углы атаки. 171 У тонких крыльев малого удлинения и большой стре- ловидности (например, треугольных) обтекание передних кромок аналогично обтеканию боковых кромок прямо- угольных крыльев. При этом отрыв потока уже на малых углах атаки происходит по всей передней кромке и сопро- вождается образованием спиралевидных вихревых жгу- тов. В этих вихревых жгутах имеется значительное разре- жение потока. В отличие от этого при отрыве потока с пе- редней кромки нестреловидных крыльев (например, пря- моугольных) устойчивые вихри не образуются. ч, 1 1? / 1 ',*• 1П А= 1 i 1 / i,u пя / / / / ца пл i / у и,о пл '/ и,ч по / г и,? п , / и 1 1 1 0 7 5 2 0 2 5 а' и* 1,2 W 0.8 0,6 0,4 0,2 _ А Л=/ / / / / / / / Г ^ ^' А г / S s * / /> О 5 Ю 15 20 25 л- а ' б —— с отрывом потока?-----------без ompoida потока Рис. 3.4. Зависимость коэффициента cyl нормальной силы от угла атаки: а — прямоугольное крыло, «вредный отрыв»; б — треугольное крыло, «полез- ный отрыв» Срыв потока с крыла приводит к значительному изме- нению действующих на него аэродинамических сил и мо- ментов. Если при отрыве потока не образуются устойчи- вые вихри, то, как правило, такое обтекание сопровожда- ется уменьшением подъемной силы (наблюдается «вред- ный» отрыв). При наличии устойчивых вихрей (за счет разрежения в них) несущие свойства крыльев повышаются («полезный» отрыв). На рис. 3.4 приведены полученные расчетом зависимости коэффициента нормальной силы су\ от угла атаки а для случаев «вредного» отрыва (рис. 3.4, а, прямоугольное крыло) и «полезного» отрыва (рис. ЗА,б, треугольное крыло), штриховыми линиями—для без- отрывного потока, сплошными — с отрывом потока. 172 Сопротивление крыла при отрыве потока возрастает, что особенно заметно при отрыве с передних кромок вслед- ствие практически полной потери подсасывающей силы. Однако наиболее сильное и неблагоприятное влияние ока- зывает срыв потока с крыльев на их моментные характе- ристики, особенно для стреловидных и треугольных крыль- ев. Концевой срыв приводит к уменьшению подъемной си- лы концевых сечений и всего крыла. Это равносильно по- явлению дополнительного кабрирующего момента и приводит к смещению фокуса крыла вперед. Смещение фокуса может быть значительным, так как уменьшение подъемной силы в концевых сечениях происходит на боль- шом плече. Поэтому изменение коэффициента момента тан- гажа mz оказывается более значительным, чем изменение коэффициента подъемной силы. Для борьбы с неблагоприятными последствиями срыва потока, особенно на стреловидных и треугольных крыльях, принимаются специальные меры. К ним относятся: аэроди- намическая крутка крыла; геометрическая крутка крыла, которая достигается поворотом концевых сечений на мень- шие местные углы атаки; установка перегородок (аэро- динамических гребней) на стреловидных и треугольных крыльях, которые препятствуют перетеканию пограничного слоя к концам крыла; применение запилов, уступов, зубьев на передней кромке крыла; вихрей, играющих роль пере- городок; управление пограничным слоем (его турбулиза- ция или сдув), повышающее устойчивость к отрыву; при- менение специальной механизации передней кромки (пред- крылков, отклоняемых носков). Основной отличительной особенностью крыльев слож- ной формы в плане является наличие наплыва — высту- пающей вперед части, имеющей большую стреловидность и весьма малое удлинение по сравнению с остальным кры- лом. Поэтому такое крыло гармонично сочетает в себе свойства как нестреловидных крыльев умеренного удлине- ния, так и крыльев малого удлинения большой стреловид- ности. Влиянием наплыва объясняется и другая характерная особенность обтекания крыла сложной формы в плане на больших углах атаки. Вследствие большой стреловидности передней кромки наплыва на ней, как и на треугольном крыле, происходит перетекание потока с нижней поверхно- сти на верхнюю и образование двух вихревых жгутов. По- скольку при положительном угле атаки эти вихри проходят над верхней поверхностью крыла, а внутри их имеется зна- 173 чительное разрежение потока, то под их влиянием аэро- динамические нагрузки крыла возрастают, увеличивается подъемная сила. Однако эти вихри могут оказывать и от- рицательное влияние на обтекание горизонтального и вер- тикального оперения. Все указанные факторы, влияющие на величину скоро- сти сваливания, а значит, и на абсолютную минимально допустимую конечную воздушную скорость катапультного старта, исследуются и используются при создании самолета корабельного базирования с катапультным стартом. Пилотажные качества или летные характеристики самолета на больших околокритических углах атаки могут быть неприемлемы с точки зрения возможной потери лет- чиком способности точно пилотировать самолет в резуль- тате воздействия разгоняющей силы и возможной потери ориентировки в пространстве, имеющих место во время старта. Пилотажные качества самолета оцениваются с этой точки зрения в процессе постепенного приближения к ско- рости нормального срыва (с единичной перегрузкой) и скорости срыва с перегрузкой больше единицы в процессе испытаний. Минимальной воздушной скоростью, имея которую самолет еще может выдерживать высоту, являет- ся воздушная скорость, соответствующая значению в точ- ке пересечения кривых потребной и располагаемой тяг в области малых скоростей. Для определения изменения потребной тяги и располагаемой тяги (разгон на постоян- ной высоте) в зависимости от воздушной скорости приме- няются стандартные методы летных испытаний. Как пра- вило, минимальная конечная воздушная скорость ката- пультного старта, получаемая в палубных испытаниях, по крайней мере на 4 уз (7,4 км/ч) больше воздушной скоро- сти в точке пересечения кривых потребной и располагаемой тяг и, видимо, в большой степени зависит от характера протекания характеристик потребной тяги по воздушной скорости. Для иллюстрации на рис. 3.5 представлены две совершенно разные кривые потребной тяги — самолет / с довольно высоким отрицательным градиентом потребной тяги при малых воздушных скоростях и самолет 2 со срав- нительно меньшим отрицательным градиентом. Минималь- ная воздушная скорость, получаемая на самолете /, будет вероятнее всего более чем на 7 км/ч выше воздушной ско- рости, потребной для выдерживания высоты, поскольку любое чрезмерное увеличение угла тангажа (излишний 174 подъем носа) самолета или потеря воздушной скорости после старта будет иметь, очевидно, серьезные последст- вия. Минимальная скорость, получаемая на самолете /, не будет изменяться в зависимости от температуры окружа- ющего воздуха, так как эта воздушная скорость превыша- ет воздушную скорость, потребную для выдерживания вы- соты, всегда на постоянную величину. Однако минималь- ная воздушная скорость, получаемая на самолете 2, не бу- дет действительным минимумом, поскольку эта воздушная <0 5. <гГ <м с* -S с* «3 -5 «^ -И «-Ч 41 =3 ! §, 1 I § Ссгмолет f . Воздушная скорость Воздушная скорость «о м Ч «3 со 1 Ot СЗ I 3- Самолет 2 Воздушная скорость Воздушная, скорость Рис. З.Б. Кривые располагаемых и потребных тяг самолетов и их про- дольных ускорений скорость зависит от температуры воздуха во время реаль- ных палубных испытаний. Другим аспектом анализа ха- рактеристик потребной и располагаемой тяг самолета яв- ляется минимально допустимое продольное ускорение или избыточная тяга после старта. Оценки целого ряда само- летов показали, что минимальное значение продольного ус- корения, при котором летчик имеет достаточное ощущение, что самолет разгоняется, составляет 0,04g или j.,4 км/ч/с. На самолет должны накладываться ограничения по ката- пультному старту в тех условиях, когда сочетание большой т полетной массы и уменьшения избыточной тяги при повы- шенных температурах воздуха вызывает уменьшение про- дольного ускорения ниже 0,04 g. Одним из важнейших-факторов является поворот самолета для подъема носа, потребный после старта. Если угол тангажа самолета во время старта зна- чительно меньше угла, определяемого любым из рассмот- ренных выше факторов, то создается недостаток подъемной силы в течение периода времени, потребного для перевода самолета на больший угол. Недостаток подъемной силы заставляет самолет проваливаться после схода с обреза палубы авианосца, пока не будет создано достаточное на- правленное вверх вертикальное ускорение для выхода его в горизонтальный полет. Для данной конечной воздушной скорости катапультного старта длина участка, на котором происходит просадка, изменяется в зависимости от време- ни, потребного для подъема носа, среднего недостатка подъемной силы в процессе поворота самолета и запасов подъемной силы и располагаемой тяги в конечном положе- нии самолета. Длину участка, на котором происходит про- садка, как функцию потребного поворота самолета для подъема носа нельзя определить с достаточной точностью во время береговых катапультных стартов вследствие ярко выраженного влияния земли на характеристики поворота самолета для подъема носа. Для более точного определе- ния потребного поворота самолета для подъема носа и его взаимосвязи с другими факторами, определяющими мини- мальную конечную воздушную скорость катапультного старта, до палубных испытаний посредством моделирова- ния на ЭВМ проводится динамический анализ характери- стик катапультного взлета. Моделирование основано на уравнениях движения, включающих и тот вклад, который дает энергия, накопленная носовой и основной стойкой шасси в процессе старта. Главным вопросом, который подлежит исследованию при катапультных стартах, является влияние положения триммеров продольного управления на потребный поворот самолета для подъема носа на угол схода на воздушной скорости и. угле атаки, приближающихся вплотную к зна- чениям, при которых пилотажные качества становятся неудовлетворительными. G точки зрения предсказуемости и повторяемости характеристик самолета в процессе пово- рота для подъема носа и непосредственно после заверше- ния этого процесса весьма желательно, чтобы летчик при- менял либо «фиксированную», либо «свободную» технику 176 пилотирования в продольном отношении в сочетании с за- ранее выбранным положением триммеров продольного уп- равления. «Фиксированной» техника пилотирования назы- вается потому, что летчик удерживает ручку в продольном отношении в фиксированном положении в процессе старта и непосредственно после него, а «свободной» техника пи- лотирования называется потому, что летчик предоставляет большую свободу ручке в продольном отношении, как только на органы продольного управления начинают воз- действовать аэродинамические силы. Наиболее нежелательной техникой пилотирования с точки зрения получения удовлетворительных пилотажных характеристик в момент схода является удерживание ручки полностью или почти полностью отклоненной на се- бя на конечном участке старта для компенсации малой начальной эффективности продольного управления при полностью выбранном на себя триммере. Эта техника пилотирования требует, чтобы летчик заранее планировал отдачу ручки управления для сохранения заданного угла тангажа (угла атаки) после окончания процесса подъема носа. Несмотря на то что положение триммеров продоль- ного управления и техника подъема носа определяются во время береговых катапультных стартов, полезно использо- вать моделирование для оценки их влияния на зависимо- сти между темпом поворота самолета для подъема носа, длиной участка, на котором происходит просадка, и бли- зостью к допустимым по пилотажным качествам границам как функциям воздушной скорости, центровки, инерцион- ных характеристик движения и т. д. Например, установка триммеров в положение, обеспечивающее балансировку на большем угле атаки, чем требуется для удержания само- лета в горизонтальном полете в пространственном положе- нии в момент ухода, обеспечивает более высокий темп из- менения тангажа и, следовательно, меньшую длину участ- ка, на котором происходит просадка, но имеет недостаток, так как вынуждает летчика энергично работать ручкой управления в продольном отношении, чтобы прекратить поворот самолета в требуемом положении и не допустить чрезмерного подъема носа. При установке триммера, обес- печивающей балансировку на меньшем угле атаки, полу- чаем обратное явление: увеличение длины участка, на ко- тором происходит просадка вследствие уменьшения темпа изменения тангажа. Однако такая установка имеет пре- имущество, так как позволяет спокойно поворачивать само- лет до предельного1 значения, соответствующего еще допу- 12 Зак. 869 . 177 стимым характеристикам, и в любой момент прекращать этот поворот без отдачи летчиком ручки. Для оценки ха- рактеристик процесса поворота самолета для подъема но- са и процесса просадки при определенном сочетании полет- ной массы, температуры воздуха и внешней нагрузки, ко- торые, очевидно, ограничиваются критериями потребная тяга — располагаемая тяга, а для оценки влияния цент- ровки и инерционных характеристик движения тангажа для типовых многоцелевых внешних подвесок применяется также и моделирование. Из изложенного выше очевидно, что минимально до- пустимая воздушная скорость при определенной массе и внешней нагрузке самолета определяется, как правило, не одним конкретным критерием. Обычно для конкретного типа самолета определяется от двух до четырех значений минимальной конечной воздушной скорости катапультного старта в зависимости от того, как факторы, определяющие минимальную воздушную скорость, изменяются в пределах диапазона массы и внешних нагрузок самолета. Имеются критерии для получения минимально допустимой воздуш- ной скорости, определяемые по скорости сваливания и воз- душной скорости, потребной для сохранения высоты. Ми- нимальная конечная воздушная скорость катапультного старта, определяемая по воздушной скорости, соответст- вующей потере пилотажных качеств, и по значению потреб- ного увеличения угла атаки, обычно на 4. . .7 км/ч выше воздушной скорости, соответствующей потере пилотажных качеств в сочетании с требованием просадки не более чем на 6 м. Еще одним важным аспектом операций катапультного старта с авианосца, заслуживающим рассмотрения, явля- ется различие между испытательными и эксплуатационны- ми условиями. Для учета этих различий из опыта испыта- ний и эксплуатации было установлено, что вообще в усло- виях эксплуатации катапультные старты следует выпол- нять при скорости, на 18,5—28 км/ч (10—15 уз) превыша- ющей минимально допустимую конечную воздушную ско- рость катапультного старта, определенную вышеуказанными критериями. Однако существуют эксплуатационные усло- вия, при которых невозможно обеспечить стандартный запас воздушной скорости 18—28 км/ч (10—15 уз) и ко- мандир экипажа самолета должен принимать решение от- носительно того, насколько близко к определенной в испы- таниях минимальной воздушной скорости следует выпол- нять катапультный старт. Например, самолет А-4Е массой 178 10900 кг при температуре воздуха 32,2° С требует скорости воздушного потока над палубой 46 км/ч (25 уз) для ката- пультного старта при минимальной воздушной скорости и, если поверхностного ветра нет и авианосец может идти только со скоростью 55 км/ч (30 уз), старт самолета сле- дует производить либо с запасом воздушной скорости "9 км/ч (5 уз), либо уменьшив массу нагрузки. Поэтому принимаемое командиром экипажа решение отчасти зави- сит от его знания, каким образом получается минимальная воздушная скорость, знания характеристик самолета и уровня подготовки летного состава. Еще одной важной особенностью катапультного старта палубных самолетов является попадание пара катапульты на вход в .воздухозаборники двигателей и влияние его на устойчивость работы двигателей. Как указано выше, на ус- тойчивость работы двигателя при попадании пара ката- пульты оказывают влияние три фактора: неравномерный нагрев на входе в компрессор; изменение физических свойств паровоздушной смеси по сравнению с воздухом; испарение водяных капелек, появляющихся из перегретого пара катапульты при взаимодействии с воздухом. Основ- ным фактором при этом является быстрое нарастание по времени температуры воздуха на входе в компрессор при значительной неравномерности температурного поля. На рис. 3.6 показан качественный характер изменения режи- мов работы двигателя на характеристике компрессора. Наличие неравномерного температурного поля из-за не- симметричности попадания пара на вход в воздухозабор- ник приводит к дополнительному усилению температур- ного воздействия на устойчивость работы двигателя. Теп- ловое воздействие приводит к изменению параметров ком- прессора и режима его работы. В начальный период вре- мени (в интервале от t\ до t%} частота вращения и расход топлива в силу инерционности системы регулирования ос- таются практически неизменными. Однако приведенные частоты вращения ппр и расхода воздуха Gnp значительно снижаются, поскольку эти величины обратно пропорцио- нальны корню из температуры воздуха на входе в комп- рессор. Рабочая точка на характеристике компрессора бы- стро перемещается к границе 2 неустойчивой работы ком- прессора и в момент времени t2 возникает неустойчивая ра- бота компрессора — помпаж в двигателе. При этом появ- ляются хлопки, рост температуры газов за турбиной и сни- жение частоты вращения ротора. Давление за компрессо- ром резко падает, и возникают его колебания, а давление 12* 179 на входе в компрессор даже немного увеличивается, что объясняется выбросом части сжатого воздуха из-за комп- рессора на вход через срывную зону. Если же запасы устойчивости компрессора достаточны при тепловом воздействии, то в результате нагрева воз- духа рабочая точка на характеристике компрессора смеща- ется из точки / в точку /', но вследствие наличия пара, ко- торый имеет более высокую газовую постоянную, чем воз- Я*1 "Р . Рис. 3.6. Характер изменения л;* от Gnp компрессора: / — точка рабочего режима; 2 — граница неустойчивой работы; 1' — точка режи- ма работы при повышении температуры на входе в компрессор; 2' — точка ре- жима работы из-за изменения характеристик рабочего тела Дух, и более низкий показатель адиабаты, происходит изменение положения рабочей точки на характеристике компрессора из 1' до 2' и возникает неустойчивая работа двигателя. Третий фактор — испарение водяных капелек, попада- ющих в компрессор двигателя, вызывает уменьшение тем- пературы за ступенью компрессора, в которой происходит испарение. При этом давление за этой ступенью остается практически постоянным. Уменьшение температуры возду- ха за ступенью приводит к изменению рабочих характе- ристик двигателя из-за изменения мощности компрессора и располагаемой мощности турбины. Это приводит также к рассогласованию между ступенями компрессора вслед- ствие увеличения углов атаки лопаток компрессора. Сум- марным эффектом этих изменений является уменьшение запаса устойчивости компрессора. 180 Если имеет место неустойчивая работа компрессора двигателя для данной катапульты при старте, можно при- менить несколько способов ее предотвращения. Одним из традиционных способов является перепуск воздуха из ком- прессора в атмосферу или во второй контур. Это сопро- вождается незначительным уменьшением частоты враще- ния компрессора, уменьшением коэффициента подъемной силы лопаток, повышением запаса устойчивости. Однако это уменьшает степень повышения давления воздуха в ком- прессоре, сопровождающееся уменьшением тяги. В зави- симости от величины потери тяги может снижаться полез- ная нагрузка самолета, что в ряде случаев крайне нежела- тельно. Другим способом решения проблемы, связанной с по- паданием пара из катапульты на вход в двигатель, явля- ется выполнение катапультных стартов при сильных воз- душных потоках над палубой. Сильный воздушный поток над палубой прижимает выброшенный из катапульты пар к поверхности палубы, снижая вероятность его попадания в двигатель, а также увеличивает интенсивность теплопе- редачи пар—воздух и снижает среднюю температуру па- ровоздушной смеси. Однако работа при сильных воздуш- ных потоках над палубой может уменьшить гибкость бое- вого применения палубных самолетов. Еще одним, весьма радикальным способом является применение улучшенных катапульт, у которых резко сни- жено количество выбрасываемого пара благодаря совер- шенствованию системы уплотнений. 3.2. ВЗЛЕТ С КОРОТКИМ РАЗБЕГОМ Взлет корабельных самолетов с коротким разбегом сос- тоит из двух этапов: короткого разбега до скорости отры- ва и разгона самолета в воздухе после отрыва. Расстояния, которые проходит самолет на этих этапах, соответственна называются длиной разбега и длиной разгона. Уравнения движения самолета на разбеге такие же, как и приведенные в формулах (3.1), (3.2) и (3.3), за исклю- чением отсутствия силы Рк в формуле (3.1), являющейся разгоняющей силой катапульты. Первая часть разбега выполняется на трех опорах. Ког- да рули становятся эффективными, угол тангажа самоле- та несколько увеличивается, вследствие чего передняя опо- ра отделяется от земли и дальнейший разбег до скоро- сти отрыва выполняется на главных колесах. 181 Чтобы с момента начала движения ускорение было на- ибольшим, перед началом разбега колеса затормажива- ются и двигатели выводятся на максимальный (форсаж- ный) режим, после чего тормоза отпускаются. До скорости 100—НО км/ч самолет практически не реа- гирует на отклонение руля направления. Поэтому в начале разбега направление следует выдерживать управляемым N, 'л.к Рис. 3.7. Боковые силы трения основных юолес, -переднего колеса и боко- вая аэродинамическая сила передним колесом, а при неуправляемом переднем колесе— асимметричным торможением главных колес. Последнего по возможности следует избегать, так как оно увеличива- ет длину разбега и может вызвать колебания рыскания. При дальнейшем увеличении скорости руль направления становится эффективным. Его потребные отклонения (сна- чала большие) постепенно уменьшаются. Путевая устойчивость движения самолета по земле за- висит от боковых сил трения колес Z0.K (рис. 3.7), переднего колеса Z--.K» боковой аэродинамической силы Z и моментов этих сил относительно центра масс самолета. На малых скоростях на путевую устойчивость влияют в основном боковые силы трения Z0.K и Zn.K. 182 Боковые силы трения основных колес приложены поза- ди центра масс и потому создают стабилизирующий мо- мент Муо.к, стремящийся устранить угол скольжения (3. Бо- ковая сила трения переднего колеса создает дестабилизи- рующий момент Муп.к, стремящийся увеличить угол сколь- жения. Именно поэтому переднее колесо (если^ оно неуп- равляемое) и делается свободно ориентирующимся, чтобы уменьшить силу Zn.K и ее момент Муп.к практически до ну- ля, повысив тем самым устойчивость движения самолета по земле. Продольная устойчивость самолета при разбеге на ос- новных колесах несколько хуже, чем при движении в воз- духе, особенно в начале движения на основных колесах после подъема переднего колеса. Объясняется это деста- билизирующим влиянием изменений сил реакции земли при изменении угла атаки. Поясним это с помощью рис. 3.7, на котором изображена схема сил, действующих на самолет при разбеге на основных колесах. Сила нормальной реакции N вместе с подъемной силой уравновешивает силу тяжести самолета G (вертикальной" составляющей тяги Ry = Rs>ma пока будем пренебрегать): У+_У=<5. Отсюда величина силы N определяется как разность сил G и У: N=G— Y. Сила трения F равна произведению коэффициента тре- ния / на величину силы _V: F = f(G—Y). (3.5) Пусть, например, угол атаки самолета по какой-то слу- чайной причине увеличился на Да. При этом подъемная сила возрастет на величину ДУ, а нормальная реакция уменьшится на ту же величину A-V =—ДУ. Изменение нор- мальной реакции AN будет направлено вниз и на плече а (рис. 3.8) создаст дополнительный момент относительного центра масс AMz=[Р -Л. -/ (G - У)]СР Р - ,-, f ---. ir с/ *--ч ч г\ 1 ^ ' 3 В формулах (3.7) и (3.8) суотр берется для взлетной 1 конфигурации самолета, т. е. с учетом положения крыла, j выпущенной механизации и влияния близости земли. Ко- эффициент трения при разбеге по твердой ВПП / = 0,03... 0,05. Следует иметь в виду, что короткий разбег корабель- ных самолетов ограничен длиной полетной палубы кораб- 18S ля, т. е. применительно к авианосцам — это примерно 180. . .200 м. Для достижения таких длин разбега современ- ными самолетами наиболее целесообразно использовать поворот вектора тяги. Стартовая тяговооруженность современных маневрен- ных самолетов близка к единице, а в ряде случаев превы- шает ее. Поэтому с целью уменьшения скорости отрыва су- ществует возможность поворота вектора тяги вверх без заметного ущерба темпу набора скорости после отрыва. •Стартовая тяговооруженность штурмовиков, дальних и транспортных самолетов меньше, чем у маневренных, тем Бе менее вектор тяги силовой установки можно поворачи- вать вверх для уменьшения скорости отрыва, сохранив при этом необходимую тангенциальную составляющую тяги для разгона или обеспечив безопасную (для последующего после отрыва разгона) тангенциальную перегрузку яхотр. Оптимальный угол отклонения тяги силовой установки <ротр, обеспечивающий необходимую тангенциальную пере- грузку Пхотр, и наименьшая скорость отрыва FOTp опреде- ляются из совместного решения нелинейных алгебраиче- ских уравнений: f-je отр — -вых COS v*OTp "т" 9отр/ -вх Сх отр ''отр ~7~ /^отр > \3-У) Пу отр == -вых 51П (а0тр'!~Ь ?отр) ~Ь ,о I \/'- ps ~т~ Су отр V отр —— /GOTP, (ЗЛО) где ZBX, /вых— секундные импульсы на входе и выходе подъемно-маршевого двигателя (ПМД); ^уотр, СХОТР— коэффициенты аэродинамической подъем- ной силы и лобового сопротивления само- лета; р и S— плотность воздуха и площадь крыла; GQTP— масса самолета при отрыве. В данном анализе опущены вопросы балансировки про- дольных моментов и достаточности эффективности органов управления относительно центра масс самолета. Однако существует возможность такого размещения поворотного устройства ПМД на самолете в процессе его компоновки, при котором продольный момент от тяги силовой установ- ки способствует уменьшению модуля балансировочного от- .186 клонения руля высоты и увеличению располагаемого за- паса хода руля высоты на парирование возмущений и на управление углом атаки при взлете и посадке. Точное решение уравнений (3.9) и (3.10) возможно только численными методами. Однако предположение о малости секундного входного импульса (/вх~ 0) по срав- нению с секундным выходным импульсом (погрешность от допущения уменьшается с ростом тяговооруженности са- молета) позволяет получить приближенные аналитические решения: Vorp~ 2GOTp(l -|yj^L)!- fli 0J !/') Д, отр PS ; (3.11) 1 возможен точечный старт; при /Вых/Сотр<С1 максимальный потребный угол отклонения поворотного устройства не превышает я/2. Дополнительно к уравнениям нормальной и тангенци- альной перегрузок (3.9) и (3.10) необходимо учесть и про- дольный момент, действующий на самолет ( с учетом мо- ментов от силовой установки). Таким образом, для определения угла поворота векто- ра тяги, скорости отрыва У0тр, потребного размещения по- воротного устройства относительно центра масс на взлете и посадке требуется совместное решение трех нелинейных алгебраических уравнений. Условиями при этом являются: в момент отрыва должно быть обеспечено равновесие нор- мальных сил пуотр=1, равновесие продольных моментов MZOTP = O и некоторая положительная тангенциальная пере- грузка пх = пх0т:1?, обеспечивающая разгон самолета после отрыва. Равновесие продольных моментов AfZOTp = 0 должно- быть достигнуто соответствующим отклонением руля высо- ты на угол бв.отр- Руль высоты должен соответствовать се- редине возможного диапазона отклонения: -, -,* , SB max + Вв min /o < о\ Ьв.отр = OB =--------------------- . (6.16) :- : ' 1ST м 10 20 30 40 50 (f. Рис. 3.9. Зависимость относительной скорости VOTP отрыва самолета от угла ф поворота век- тора тяги (тяговоору- женность самолета 0,7) при разных взлетных массах J. Р Р т<>т2>т3>п?4 •W w vm> S 50 tf Рис. 3.10. Зависимость от- носительной длины разбега самолета от угла поворота вектора тяги силовой уста- новки (тяговооруженность самолета 0,7) при разных взлетных массах При таком условии будет обеспечен наибольший управля- ющий момент как на пикирование, так и на кабрирование, а также на парирование внешних возмущений и обеспече- ние продольной балансировки самолета при изменении эксплуатационных условий (вариантов подвески, метеоус- ловий и т. д.). Расчеты по приведенным формулам указывают на вы* сокую эффективность поворота вектора тяги силовой уста- новки на взлетном режиме. Так, на рис. 3.9 приведены за* висимости относительных скоростей отрыва самолета со средней тяговооруженностью (|ь1 = 0,7) от угла поворота вектора тяги силовой установки при разных значениях взлетной массы самолета, а на рис. ЗЛО — зависимости длины разбега от тех же параметров. Как видно на рис. 3.9 и 3.10, увеличение угла поворота вектора тяги силовой установки существенно снижает ско- рость отрыва самолета. Так, поворот вектора тяги до 30° уменьшает скорость отрыва на 14. ..22%, причем она уменьшается в большей мере при уменьшении взлетной массы и соответственно увеличении тяговооруженности. Длина разбега при повороте вектора тяги на 30° уменьша- ется на 9. . .25%. С увеличением тяговооруженности длина разбега уменьшается все больше, причем снижение ее по углу поворота вектора тяги имеет минимум, который с ростом тяговооруженности смещается на большие углы. У самолетов короткого взлета и посадки с поворотом вектора тяги силовой установки в целях улучшения взлет- но-посадочных характеристик целесообразно обеспечить такую его компоновку, у которой получились бы наимень- шие затраты хода рулей на обеспечение балансировки, ос- тавляя как можно больший ход рулей на управление само- летом и парирование внешних воздействий. В связи с этим является актуальным размещение поворотных устройств двигателя с поворотом вектора тяги относительно центра массы (ЦМ) и выбор его конструктивных параметров, обеспечивающих наименьшую скорость отрыва (приземле- ния) при нейтральном балансировочном положении руля высоты для различных тяговооруженностей и удельных нагрузках на крыло самолета. Рассмотрим статические силы и моменты, действующие на самолет в момент отрыва (рис. 3.11). Входной секунд- ный импульс /вх приложен примерно в центре площади воздухозаборника на расстоянии гв(хв, ув) от ЦМ самоле- та и направлен по вектору скорости набегающего потока. 189 Его модуль определяется массовым расходом воздуха че- рез двигатель тв и скоростью V. Направление секундного выходного импульса /Вых зада- ется отклонением поворотного устройства ПМД на угол1 фс от продольной оси самолета. Линия действия его векто- ра проходит через центр площади выходного сопла, распо- ложенного на удалении гс(хс,ус). Расчеты произведены ;^mmm^w^^^^w/^/ Рис. 3.11. Статические силы и моменты, действующие на самолет в мо- мент отрыва для самолета с различными величинами тяговооруженно-- сти (|и = 0,5.. .1,0) и удельной нагрузки на крыло (р — = 300-^500 даН/м2); аэродинамические характеристики со- ответствуют дозвуковому самолету с прямым крылом: г/с = 0; *в = 3; #в = 0. На рис. 3.12, а, б, в представлены графики зависимос- тей скорости отрыва, угла отклонения поворотного сопла и координаты среза сопла от различных значений тягово- оруженности и удельной нагрузки на крыло при отрыве самолета. Видно, что скорость отрыва (Котр) при взлете (рис. 3.12, а) падает с ростом тяговооруженности (|i), причем интенсивность ее изменения возрастает с увеличением зна- чения jo,. С другой стороны, чем меньше удельная нагрузка на крыло (р), тем меньше скорость отрыва при одинако- вых значениях тяговооруженности. Потребный угол отклонения поворотного устройства (фс.отр) (рис. 3.12,6) возрастает с ростом тяговооруженно- сти самолета и практически не зависит от удельной наг грузки на крыло (р), -причем интенсивность роста фс.отр уменьшается с возрастанием \л. Так, при изменении \л от 0,5 до 0,6 угол отклонения должен быть увеличен на 10°, а при изменении (i от 0,9 до 1 — только на 3°. 190 У м 0,7 $ ив 0,9 М 'С.ОЩ -0,005 .р=ЗООдаН/н* ----------400 ----------500 0,9 JJL Рис. 3.12. Зависимость скорости отрыва (а), угла отклонения поворот- ного сопла (б) и координаты удаления поворотного устройства (в) от центра масс самолета от величины тяговооруженности |Л при разных нагрузках на крыло При постоянном значении тяговооруженности фс.отр не- значительно изменяется в зависимости от удельной нагруз- ки на крыло. Например, для |л = 0,б разница по фс.отр Для удельных нагрузок 300 и 500 составляет лишь 0,7°. Координата удаления центра среза сопла от ЦМ само- лета ХС.ОТР на взлете (рис. 3.12, в) незначительна по вели- 191 и/ чине из-за малой величины аэродинамических моментов на малых скоростях отрыва. С уменьшением тяговооруженности поворотное устрой- ство целесообразно сдвигать несколько назад от ЦМ са- молета с целью компен- сирования небольшого кабрирующего аэроди- намического момента при среднем положении РУЛЯ ВЫСОТЫ (бв = 6в*). Эта компенсация обеспе- чивается моментом от ВЫХОДНОГО ИМПуЛЬСа/вых- При постоянном значе- нии тяговооруженности ХС.ОТР незначительно воз- растает с ростом удель- ной нагрузки на крыло. Потребное отклоне- ние поворотного устрой- ства при отрыве практи- чески не зависит от удельной нагрузки на крыло. Малые скорости отрыва самолета корот- кого взлета и посадки с поворотным устройством даже при малых величи- нах тяговооруженности свидетельствуют о боль- шой эффективности ис- пользования его в целях уменьшения потребных Д ^ Рис. 3.13. Возникновение кренящего момента вследствие несимметрично- го обтекания самолета при боковом ветре длин ВПП, а также о не- обходимости исследова- ния устойчивости и уп- равляемости подобных самолетов на взлетно-по- садочных режимах. Особенностью короткого разбега корабельного самоле- та является наличие бокового ветра. Разбег с боковым ветром значительно сложнее, чем раз- бег в безветрии. Боковой ветер, имеющий скорость W, создает несим- метричное обтекание самолета воздухом, т. е. скольжение 192 на угол p«W7V (рис. 3.13). Вследствие скольжения возни- кает кренящий момент Мх$ , особенно большой у самоле- тов со стреловидным или треугольным крылом на боль- ших углах атаки. Этот момент уравновешивается дополни- тельными реакциями основных колес АА/П и Д-V--, которые на плече с создают противодействующий момент. Вслед- ствие изменений сил нормальных реакций АА^Л и AjVn из- меняются и силы трения на величины АРЛ и А/^, направ- ленные в противоположные стороны и создающие момент МуК, разворачивающий самолет по ветру (в данном случае влево). Вместе с тем боковая аэродинамическая сила Z, возни- кающая вследствие скольжения и приложенная позади центра масс самолета, создает аэродинамический путевой момент Мур , стремящийся развернуть самолет носом про- тив ветра (в данном случае вправо). Какой из этих двух моментов будет больше — зависит от конкретной компоновки самолета. У самолетов с боль- шой поперечной устойчивостью (со стреловидным или тре- угольным крылом, с верхним расположением крыла) и от- носительно малой эффективностью вертикального опере- ния превалирующим будет момент Мук. Такой самолет при разбеге будет проявлять тенденцию к развороту по ветру. У самолетов, обладающих малой поперечной устойчиво- стью (с прямым крылом, нижним расположением кры- ла) и относительно большой эффективностью оперения, превалирующим оказывается момент Мьр . Такой самолет при разбеге будет проявлять тенденцию к развороту про- тив ветра. Для борьбы с моментом Мх$ необходимо прежде всего устранить его причину, т. е. отклонением ручки управления против ветра создать поперечный момент, уравновешиваю- щий момент крена от скольжения Му$ . При этом тенден- ция самолета к развороту по ветру прекратится. Для борьбы с моментом Му$ прежде всего необходимо отклонить педали по ветру для непосредственного уравно- вешивания момента Му$ моментом от руля направления. Практически получается, что у всех самолетов, но в не- сколько разной степени при взлете с боковым ветром не- обходимо отклонять ручку управления против ветра. Пе- дали в зависимости от конкретной компоновки самолета отклоняются по ветру или ставятся практически нейт- рально. По мере увеличения скорости на разбеге эффектив- 13 Зак. 869 193 ность рулей возрастает и их отклонения постепенно умень- шаются. Если боковой ветер слишком велик, то полного откло- нения рулей может оказаться недостаточно и тогда прямо- линейный разбег становится невозможным. По этой при- чине вводится ограничение возможности взлета по скоро- сти боковой составляющей ветра, что также зависит от конкретной компоновки самолета. Для каждого типа са- молета определена своя максимально допустимая при взле- те скорость бокового ветра. Исходя из приведенного, целесообразно взлет корабель- ных самолетов с коротким разбегом выполнять при осевом (по отношению к самолету) направлении суммарного по- тока над палубой корабля (сумма вектора скорости ветра и скорости хода корабля). 3.3. ТРАМПЛИННЫЙ ВЗЛЕТ Новым способом взлета корабельных самолетов явля- ется трамплинный взлет. Трамплинный взлет корабельного самолета состоит (рис. 3.14) из обычного разбега по гори- I Рис. 3.14. Трамплинный взлет корабельного самолета: /—движение по горизонтальной части палубы; 2 —движение по трамплину; 3 — движение на воздушном участке зонтальной части палубы /, разбега по трамплину 2 и воз- душного участка 3. На первом участке (разбег по гори- зонтальной плоскости палубы) происходит разгон самоле- та, как и при обычном взлете самолета со взлетно-поса- дочной полосы. На втором участке самолет движется на криволинейном трамплине, на котором к концу движения по нему он набирает определенный угол наклона траекто- рии и высоту над плоской поверхностью движения, что по- зволяет отрываться от поверхности корабля при нормаль- ной перегрузке меньше единицы (пу<^\). Это приводит к возможности значительного уменьшения скорости отрыва самолета, а значит, и длины разбега. Минимально возмож- 194 ное значение скорости отрыва самолета должно быть та- ким, чтобы обеспечить безопасность полета после схода с трамплина, т. е. чтобы уменьшение угла наклона траекто- рии не затянулось до удара о воду и самолет не потерял устойчивость и управляемость. На третьем (воздушном) участке происходит полубаллистическое движение, разгон самолета до скорости, при которой снижение угла накло- на траектории прекращается. Эта скорость должна быть равной или близкой скорости отрыва самолета при обыч- ном взлете и отсутствии внешнего потока от скорости дви- жения корабля. Трамплинный взлет может осуществляться самолетами с поворотом вектора тяги и газодинамической системой уп- равления (самолетами вертикального взлета) и обычными самолетами без управления вектором тяги и у которых применены обычные для самолетов органы управления. 3.3.1. Трамплинный взлет самолетов вертикального взлета и посадки (СВВП) На рис. 3.15 приведены основные моменты кинематики короткого взлета СВВП с палубы авианосца. При корот- ком взлете скорость схода СВВП по отношению к палубе Воздушной скорости более 200xfi/v Скорость отршба J66J хи/и Воздушная скорости 203,5км/ч Ветер над палубой 37кн/ч ЦодьеннйР' сила не-у значите/гь - ная Результирующее ускорение [нинимун^'/а 9) В основнон • поддерживается в полете за счет тяги ./_ Реактибные струи полностыо отклонены назад на расстоянии около 900 н опереди по курсу корабля Рис. 3.15. Основные моменты кинематики короткого взлета СВВП с палубы авианосца равна 166,5 км/ч, а воздушная скорость 203,5 км/ч (при скорости встречного потока 37 км/ч). Когда самолет нахо- дится уже на некотором расстоянии впереди по курсу ко- рабля, сопла поворачиваются летчиком вниз (обычно на угол до 50° по отношению к фюзеляжу) и самолет повора- чивается таким образом, что угол атаки крыла увеличива- 13* 195 ется на 4 или 5°. Созданы такие условия взлета, что все моменты вокруг центра тяжести равны нулю. Следователь- но, силы, действующие на самолет, соответствуют показан- ным на рисунке. Эти силы могут быть представлены соот- ветствующим многоугольником сил. Следует отметить, что большую часть силы тяжести самолета удерживают в по- лете реактивные двигатели и что результирующий вектор силы (представленный здесь белой стрелкой) обеспечива- ет положительное ускорение на траектории полета и на- правлен горизонтально. Это указывает на то, что подъем- ная сила достаточна. Далее самолет переходит на полет без нормального ускорения на некотором расстоянии от носа корабля (на практике желательно в течение последующих пятнадцати секунд перейти на полет с использованием только подъем- ной силы крыла). При коротком взлете с плоской палубы взлетная масса самолета на 20 или 30% больше массы самолета при вер- тикальном взлете. Подъемная сила крыла на рис. 3.16 яв- ляется той силой, которая обусловливает увеличение взлет- ной массы по сравнению с вертикальным взлетом. При ко- ротком разбеге крыло самолета «Харриер» обеспечивает получение 90 Н подъемной силы на 1 м разбега и 160 Н на 1 км/ч скорости. Если сделать поправку на относитель- ную длину векторов силы в многоугольнике, то рис. 3.15 в основном применим ко всем случаям короткого взлета с плоской палубы при условии, что взлет должным обра- зом спланирован и правильно выполнен. При трамплинном взлете используется известный эф- фект увеличения времени полета брошенного тела при при- дании ему вертикальной составляющей начального им- пульса. Вертикальная составляющая начального импуль- са самолету обеспечивается за счет искривления его тра- ектории на конечном участке его разгона по палубе кораб- ля на криволинейном трамплине (рис. 3.16). Поворот век- тора тяги СВВП при трамплинном взлете осуществляется в момент, когда самолет находится на конце взлетной рампы, имеющей кривизну, при скорости движения значи- тельно меньшей, чем при коротком взлете с плоской па- лубы. Как показывает многоугольник сил справа, при сходе с рампы вектор ускорения направлен вперед и вниз (белая стрелка). Самолет еще не совершает полет в этой точке в обычном понимании. Результирующий вектор имеет две важные составляющие, одна из которых направлена по 196 восходящей траектории полета и обусловливает увеличение воздушной скорости (эта составляющая играет исключи- тельно важную роль), а вторая составляющая — верти- кальная, она представляет собой силу тяжести, не поддер- живаемую в полете подъемной силой крыла. Она будет по- степенно отклонять вектор скорости вниз. AHt~45ii 8С 4№м Воздушная скоросто 175 кп/ч Воздушная скорости 148кп/ч , — ^^ I Скорости Ус«°0ение * к кн/чл ^\. J / схода Wкм/ч I ветер нов папубой 5с 230м Ускорение по траектории - полета боэрастает * Недостаток подъемной 'силы уменьшается Ускорение по траектории попета Отрииатепьное нормальное уско- рение на начало- ном участке • траектории Рис. 3.16. Характеристики и многоугольники сил при трамплинном взлете СВВП Для достижения наилучших характеристик реактивного самолета, взлетающего с трамплина, требуется уметь пра- вильно уравновесить эти два компонента при взлете. При положительном ускорении, обеспечивающем уве- личение скорости на несколько км/ч в секунду, многоуголь- ник сил принимает вид, показанный на центральной схеме, через несколько секунд после трамплинного взлета. Вслед- ствие увеличения скорости подъемная сила и лобовое со- противление возрастают относительно первого положения. Меньшая часть силы тяжести самолета остается неуравно- вешенной подъемной силой крыла, искривление траектории полета вниз уменьшается, а возросшая составляющая ус- корения, направленная по касательной к траектории по- лета, обеспечивает еще большее увеличение воздушной скорости. Следует отметить, что угол отклонения сопел по отно- шению к фюзеляжу остается неизменным на всем протяже- нии этого участка траектории полета. Это делается, чтобы после первого изменения положения поворотных сопел двигателя при сходе с палубы авианосца летчик выполнял по возможности простые задачи, т. е. для ослабления на- грузки на летчика. 197 Наконец, слева на рис. 3.16 представлены характери- стики полета и многоугольник сил, которые видны на рис. 3.15 в применении к короткому взлету с плоской па- лубы. С этой точки траектории летчик может начинать отклонять назад сопла и через пятнадцать секунд перене- сти всю силу тяжести самолета на крылья, как при взле- те с плоской палубы. Скорость схода 166 км/ч -- Взлет с плоской палубы _ ЗЙгхД _______________________ ^________________________________________________^^ ^ n F '""* __ 1 ..LA J** Скорость схода с трамплина Н1 км/ч Взлет с использобаниен трамплина 2. Рис. 3.17. Сравнение короткого взлета и трамплинного взлета На рис. 3.17 непосредственно сравниваются короткий взлет с плоской палубы и трамплинный взлет. Масса са- молета, конфигурация, тяги силовой установки и атмос- ферные условия одинаковы в обоих случаях. Угол наклона трамплина — около 20°. Самым важным и наиболее очевидным преимуществом является более короткий разбег, что обусловливается зна- чительным уменьшением скорости отрыва от палубы бла- годаря использованию трамплина. Если принять во внимание полезную нагрузку в 16 кг на каждый 1 км/ч воздушной скорости при взлете, то ста- новится очевидным, что при длине разбега, дающей ско- рость схода 111 км/ч, угол наклона трамплина порядка 20° позволит самолету нести полезную нагрузку на 900 кг больше во время взлета с использованием трамплина, чем при той же длине разбега с плоской палубы, дающей ту же скорость схода. Очевидно также и то, что во время взлета с использо- ванием трамплина при взлетной массе меньше упомяну- той увеличенной максимальной взлетной массы авианосцу нет необходимости идти с большой скоростью в безветрен- ную погоду, так как трамплин обеспечивает подъемную силу, эквивалентную той, которая возникает при скоро- сти ветра над палубой порядка 55 км/ч. Таким образом, в среднем достигается значительная экономия расхода кора- бельного топлива. 198 Фактически в штилевую погоду при взлете самолета «Харриер» с использованием трамплина с авианосца, иду- щего со скоростью 28 км/ч и имеющего на баке трамплин с углом наклона 20°, создаются такие же условия, как и при взлете с плоской палубы авианосца, идущего со скоростью 83 км/ч, если вообще может быть такой авиа- носец. Любому самолету с неподвижным крылом при взлете с палубы во время килевой качки в тот момент, когда но- совая часть корабля опускается, необходима дополнитель- ная воздушная скорость, чтобы увести траекторию полета от поверхности моря. При взлете обычного самолета мор- ской авиации с использованием катапульты разгон (зани- мающий всего несколько секунд) может быть приурочен к тому времени, когда носовая часть корабля поднята при качке, т. е. образуется своего рода взлетный мини-трамп- лин. Разбег при коротком взлете самолета «Харриер» зани- ма;ет в несколько раз больше времени, чем разгон с помо- щью катапульты. Следовательно, гораздо труднее предви- деть и предсказать реакцию корабля (в течение одного полного цикла), с тем чтобы гарантировать, что самолет «Харриер» осуществит взлет именно в тот момент, когда носовая часть корабля будет приподнята. Последствия не- правильного предсказания, скажем, из-за того что подъем и опускание носовой части корабля происходят нерегуляр- но, могут быть очень серьезными при килевой качке, пре- вышающей ±2°; весьма вероятно, что в худшем случае са- молет заденет колесами воду. Совершенно ясно, что взлет по восходящей траектории с углом наклона порядка 20° позволит самолету «Харри- ер» совершать сход с носо-вой части палубы в пределах возможности технического обслуживания самолета на па- лубе. Для сравнения приведем пример: в мирное время на больших обычных авианосцах полеты прекращаются, когда угловая амплитуда килевой качки превышает ±1,5°, т. е. когда нос и корма корабля поднимаются и опускаются на ±3 м (при посадке на обычный авианосец движение палу- бы также играет большую роль). Хотя тот факт, что взлет самолета не зависит от движения корабля, не слишком очевиден, он тем не менее является очень важным преимуществом трамплинного взлета. Если вспомнить, что длина разбега является линейной функцией кинетической энергии взлета, становится воз- можным установить зависимость между скоростью схода 199 при коротком взлете и длиной разбега для определенной взлетной массы, как показано на рис. 3.18. С увеличени- ем угла наклона трамплина становится очевидным, что вы- игрыш в летных характеристиках уменьшается. Если мас- са при коротком взлете приближается к массе при верти- кальном взлете в большей степени, чем в тех примерах, , Плоская палуба Взлетная масса три коротком разбеге прибли- жается к массе при дертикальном Ьзлете Скорость схода, узел Вертикальный Взлет 1UU 80] 60 40 20 ----- п/ • & ^ ^ ^ Взлетная Класса при короткое разбеге fjffiftfir/ft'fr \ \ \ Г°? 'of j .^ V > ---- , %' ?'* r.W 30 . 20' дН F* J) ^ Разбег г •« . г*Н^. J йетра над .>». пап и бой 37KH/V Длина разбега Рис. 3.18. Зависимость скорости схода от длины разбега при различных углах схода с трамплина которые мы до сих пор приводили (сплошная линия на рис.), то сокращение пробега для угла наклона трамплина в пределах первых 10° просто поразительно (штриховая линия .на рис. 3.18). Взлет с использованием трамплина при больших углах наклона имеет и другие недостатки, помимо уменьшения выигрыша в характеристиках. Самолеты, взлетающие с трамплина со скоростями до 185 км/ч, должны выдержи- вать большие нагрузки на шасси. Эта возросшая сила ре- акции колес и есть та сила, которая отклоняет вектор ско- рости. Без полной реконструкции шасси самолета «Харри- ер» приращение нормального ускорения на дугообразной поверхности взлетного трамплина должно быть ограничено до 0,5g, если стойки шасси установлены не в нижней час- ти фюзеляжа. В настоящее время неясно также, будет ли летчик работать удовлетворительно при нормальных уско- рениях, значительно превосходящих это значение. На взле- те летчик должен точно управлять самолетом и точно от- клонять сопла вниз как раз в момент разбега по трампли- ну обычно за время 0,5 с по сравнению со временем 0,05 с, необходимым для того, чтобы «погасить» удар при посад- ке, который обычно и влияет на конструкцию стоек шасси. Амортизация (демпфирование), жесткость, отдача и т. п., 200 таким образом, не оптимизируется для сравнительно дли- тельного периода, в течение которого повышенная верти- кальная нагрузка воздействует на самолет, имеющий по- вышенную взлетную массу во время взлета с использова- нием трамплина. Следовательно, если этот период не очень длительный, то при углах наклона трамплина, превышаю- щих 20°, стойки шасси с масляными амортизаторами дол- жны находиться под воздействием таких больших сил ре- акции по вертикали, что характеристик существующих сто- ек шасси было бы недостаточно. Вследствие всех этих причин трамплинный взлет, по данным зарубежных источников, осуществляется при уг- лах наклона трамплина, не превышающих 20°. Взлетный трамплин такой формы показан в масштабе на авианосце длиной 210 м на рис. 3.19 и 3.20. а/Г^ 4.5«/tI Рис. 3.19. Взлетный трамплин и его геометрические размеры А-4, Рис. 3.20. Трамплин для взлета СВВП на авианосце длиной 210 м (в одинаковом масштабе) Трамплин не должен быть намного шире, чем ВПП для короткого взлета самолета «Харриер». Так как трамплин размещается асимметрично по отношению к осевой линии корабля, то из практических соображений он может раз- мещаться по всей ширине полетной палубы, которая в но- совой части авианосца составляет от 21 до 24 м. Только верхняя треть трамплина, имеющего длину, скажем, 10 м и угол наклона 20°, вероятно, не будет использоваться в качестве места стоянки самолетов на палубе. Таким обра- зом, сокращение пространства на палубе при использова- нии метода трамплинного взлета не очень значительно. Хотя каждый квадратный метр палубы авианосца ценится очень дорого, неиспользуемая площадь компенсируется за 201 счет того, что можно использовать пространство под трамплином для хранения каких-то грузов. Несущая способность конструкций трамплина не долж- на быть намного больше несущей способности плоской па- лубы, которую она заменяет, хотя опорные стойки нужно будет установить ближе к центральной трети ширины ВПП, где нагрузки на носовое и главное шасси на 50% больше их статического значения. Простые расчеты показывают, что трамплин длиной 27 м и шириной 24 м с толщиной настила 16 мм, установ- ленный на современном корабле, имеет металлическое по- крытие массой 80 т. Если мы удвоим это значение, учиты- вая массу конструкций, поддерживающих поверхности трамплина, то получим около 200 т дешевых сваренных стальных конструкций. При этом — никаких систем, ни- каких подвижных частей. На новом корабле металлическое покрытие взлетного трамплина заменит металлическое покрытие плоской па- лубы. Таким образом, добавится лишь масса поддержива- ющих ферм. Это менее 100 т дополнительных стальных конструкций. Проблема с точки зрения кораблестроения заключается не только в том, что дополнительная масса стальных кон- струкций, установленных в носовой части корабля, может повлиять на посадку и устойчивость корабля. Паровая ка- тапульта с аккумуляторами в этом отношении представ- ляет гораздо более серьезную проблему. Большую озабо- ченность должно вызывать то, каким образом скажется установка трамплина на мореходных качествах корабля. Конструктор корабля должен гарантировать, что ни ве- тер, ни волны, захлестывающие палубу, не снесут конст- рукцию, которая по своему характеру будет свободнонесу- щей и подверженной воздействию всех этих факторов. Возникает вопрос о влиянии лобового сопротивления трамплина на характеристики корабля. Установка взлет- ного трамплина, который повернут к носу корабля своей отвесной стороной, имеет высоту 4,5 м и тянется по всей двадцатичетырехметровой ширине полетной палубы, по- требует, чтобы силовая установка корабля развивала до- полнительную мощность 0,75 МВт, чтобы сохранить ско- рость 55 км/ч при скорости ветра 37 км/ч. Если же макси- мальная мощность, развиваемая силовой установкой, будет оставаться на прежнем уровне, скорость движения ко- рабля уменьшится всего на 0,46 км/ч по сравнению с та- ким же кораблем с плоской палубой при тех же самых экс- 202 тремальных условиях. Изменения крейсерских характери- стик будут соответственно незначительными. Еще два аспекта взлета с использованием трамплина заслуживают быть отмеченными: безопасность полетов и нагрузка, приходящаяся на летчика. Эти аспекты во мно- гих случаях взаимосвязаны, особенно в напряженной об- становке полетов с палубы авианосцев самолетов с непод- вижным крылом. Безопасность полетов представляет важнейшее значе- ние как в мирное, так и в военное время. Отказ одной из систем, который может помешать полету сразу после взле- та, является самым оласным событием при полетах с плос- кой палубы авианосца вне зависимости от того, произведен ли взлет с помощью катапульты или путем короткого раз- бега. Отказ системы привода сопел на самолете «Харриер» в той точке над форштевнем, где летчик должен отклонить сопла на 50° вниз, может стать предметом серьезного бес- покойства. Вероятность того, что это произойдет, весьма мала. На 105 коротких взлетов самолетов «Харриер» на- земного 'базирования произошел всего один такой слу- чай [27]. Если сопла не отклонятся по команде летчика, то нет надежды, что самолет, имеющий массу для короткого взле- та с плоской палубы, перейдет в полет только с использо- ванием подъемной силы крыла (несмотря на большое про- дольное положительное ускорение) до того, как он упадет в море. Подъемная сила первоначально удерживает менее одной трети силы тяжести. Важнейшие числовые данные, связанные с результиру- ющей траекторией полета с плоской палубы, расположен- ной на высоте 15 м, приводятся на рис. 3.21. Самолет упа- дет в море приблизительно через 2,5 с. По мнению спе- циалистов в области авиационной медицины, 2с — это ми- нимальный промежуток времени, в течение которого лет- чик может среагировать на крупную аварию и успешно ка- тапультироваться. Он погибнет, если останется в самолете. Отказ системы привода сопел на том же самом само- лете при скорости отрыва 110 км/ч во время взлета со взлетной рампы, угол наклона которой составляет 20°, обусловливает полет по траектории, показанной на цент- ральной схеме, рис. 3.21. Вследствие углового простран- ственного положения самолета 60% его силы тяжести на начальном участке траектории поддерживается составля- ющей тяги и подъемной силой крыла. Метод трамплинного 203 взлета и в этом случае обеспечивает более длительное время полета по траектории за счет направленного вверх количества движения. И если летчик бдителен и достаточ- но рано сбросит грузы, находящиеся на подкрыльевой под- веске (несколько сот, а то и тысяч килограммов при ко- ротком взлете), то у него будет прекрасная возможность t=2,5c V =240 км/ч 1=15Он Взлет с плоской палубы Ускор = %д н= Взлет с использованием трамплина t =6,5 с V = З.бОкн/4 I = 300м t =2,5 с У= 185'км/ч S=QOn Н=50н Взлет с использованием трапплина t= 2,5с V= 185кп/ч t =• 8.5с V= 324хп/ч • L= 500п Н= положителен. L= 90 п Н=30п Рис. 3.21. Результирующая траектория полета СВВП с плоской палубы корабля, расположенной на высоте 15м успешно завершить переход к полету с использованием только подъемной силы крыла с соплами, отклоненными назад (нижняя схема рис. 3.21). В любом случае у летчи- ка вполне достаточно времени, чтобы использовать ката- пультирование до удара о водную поверхность. Интересно, что при рассмотрении этой аварийной си- туации выяснилось, что, чем больше масса при корот- ком взлете с использованием метода трамплинного взлета,, тем больше время полета по траектории с отклоненными 204 назад соплами. Это благоприятный результат, так как в данном случае происходит совершенно противоположное тому, что известно из опыта прошлого, а именно: чем боль- ше масса при взлете, тем серьезнее и опаснее ситуации при отказе какой-либо системы. Причина здесь заключается в том, что вертикальная составляющая вектора количества движения, сообщаемого трамплином, значительно больше при высоких скоростях схода, которые характерны для короткого взлета с боль- шей массой. При взлете с плоской палубы время, протека- ющее до того момента, когда самолет упадет в море при аварийной обстановке, описанной выше, почти не зависит от взлетной массы. Можно с уверенностью сказать, что минимальная вы- сота траектории около 30 м над уровнем моря лри трамп- линном взлете по сравнению с 15 м при коротком взлете с плоской палубы должна успокаивающе действовать на летчика, т. е. способствовать уменьшению нагрузки на не- го. И гораздо вероятнее, что не слишком перегруженный летчик выполнит все правильно и справится с различными отклонениями, перемещениями и аварийными ситуациями. Выше шла речь о трамплинах с большими углами на- клона, но более просто реализуемые трамплины с малыми углами наклона 6.. .8°. Методы, порядок действий для таких трамплинов были бы точно такими же, как и при взлете с плоской палубы. Преимущества, даваемые таким трамплином, весьма зна- чительны, особенно это касается уменьшения нагрузки, приходящейся на летчика, и безопасности полета. Не потребуется вносить никаких изменений в конструк- цию самолета «Харриер», чтобы позволить ему взлетать с такого трамплина. Трамплин с наклоном 6° равносилен увеличению скорости ветра над палубой или скорости схо- да на 28 км/ч. Это позволит увеличить полезную нагрузку на 450 кг при той же длине разбега и постоянном ветре над палубой. В безветренную погоду корабль, идущий со скоростью 28 км/ч, превратится в платформу для взлета самолетов «Харриер» со скоростью ветра над палубой более 75 км/ч. Экономия корабельного топлива за счет того, что требует- ся меньшая скорость ветра над палубой, могла бы способ- ствовать увеличению на 10% длительности или дальности плавания корабля на крейсерском режиме в зависимости от скорости фактического ветра и типа задач, выполняе- мых самолетами (которые определяют массу самолета, а 205 следовательно, и скорость ветра над палубой, необходи- мую для взлета). Взлетная рампа с наклоном 6° обезопа- сит взлет с коротким разбегом при килевой качке до ±2° и тем самым будет способствовать улучшению характери- стик при таких условиях. 3.3.2. Трамплинный взлет обычных самолетов Самолет вертикального взлета и посадки в процессе взлета с трамплина имеет большое значение вертикальной составляющей тяги, что обеспечивает относительно малые значения воздушной скорости схода этого самолета с трам- плина. Кроме того, в процессе взлета обеспечивается ста- билизация СВВП за счет газодинамической системы уп- равления. Рис. 3.22. Векторная диаграмма сил, действующих на самолет, в про- цессе трамплинного взлета Обычный самолет при трамплинном взлете не имеет этих достоинств. Векторная диаграмма сил в 'Процессе трамплинного взлета представлена на рис. 3.22. Как сле- дует из этой диаграммы, вертикальная составляющая силы тяги незначительна. За счет чего же удастся уравновесить значительную часть силы тяжести самолета, которая, как это следует из векторной диаграммы, в момент схода с трамплина является неуравновешенной? Это происходит в результате ускорения движения самолета по траектории за счет составляющей вектора тяги двигателей вдоль тра- ектории и ускорения силы тяжести, искривляющей траек- торию вниз. Вследствие действия этих факторов самолет 206 увеличивает скорость до значений, обеспечивающих полет самолета с достаточным значением подъемной силы несу- щих поверхностей для последующего ухода в обычный по- лет. Рис. 3.23 иллюстрирует характер движения обычного самолета при трамплинном взлете с корабля. На участке 1 самолет разгоняется по плоской палубе, на участке 2 осу- ществляется движение самолета по криволинейной поверх- ности — трамплину. Здесь увеличивается угол тангажа и Рис. 3.23. Характер движения обычного самолета при трамплинном взлете: / — разгон на плоской палубе; 2 — движение самолета по трамплину; 3 — дви- жение в воздухе после схода с трамплина; 4 — набор высоты и уход самолета в обычный полет высота положения над поверхностью палубы. На участке 3 в воздухе после схода с трамплина самолет движется по полубаллистической траектории. Угол атаки увеличивает- ся, достигая своего максимума, угол тангажа также воз- растает. Самолет на этом участке, достигнув максималь- ной высоты, снижается с одновременным увеличением ско- рости. Постепенно снижение уменьшается и прекращается. Здесь самолет имеет необходимую скорость и подъемную силу для набора высоты. С этой точки начинается учас- ток 4 — набора высоты и ухода самолета в обычный полет. В ВМС США проведены оценочные испытания обычных палубных самолетов Т-2С и F-14A по определению воз- можности их взлета с трамплина. Трамплин — это сооружение, имеющее ширину 18 м и длину 36 м. Размеры трамплина зависят от угла его возвы- шения. Он состоит из стальных модулей, при этом секция трамплина длиной 12,9 м от его основания имеет постоян- ный угол подъема и собрана из стальных листов размером 3X9 м, которые закреплены на стальных опорах. Для придания трамплину необходимой кривизны высота опор имеет различную величину. Угол подъема трамплина опре- деляется величиной угла, под которым расположена его 207 последняя секция. Листы в конце трамплина укладывают- ся на опорах горизонтально, с тем чтобы в момент схода самолета с трамплина разгрузить его переднюю стойку < шасси. На рис. 3.24 показано устройство трамплина и да- ны его размеры для двух углов подъема. Расстояние L,M Высота Н,п L,n Н,м LSI Н,п в' 9° 6° 9° 6° 9° 0 0 0 22 0,92 1,02 34 1,78 2,62 13 OJ5 OJ5 25 118 1,М 37 — 2,62 16 0,5? 0,52 28 V? 1,72 19 0,70 0,75 31 1,78 W Рис. 3.24. Устройство трамплина и его размеры для двух углов подъема трамплина Взлетная полоса перед трамплином, служащая для раз- бега самолетов, шириной 18,3 м и длиной 610 м состоит из легкосъемного металлического покрытия. Справа от этой полосы вблизи трамплина выложена аналогичная полоса, что обеспечивало рулежку самолетов вокруг трамплина и выруливание их на другие бетонированные полосы. При взлетах самолетов F-14A использовалось модернизирован- ное удерживающее устройство, которое позволяло развить стабильную тягу двигателей перед разгоном. Эта система может быть размещена в любом месте взлетной полосы в зависимости от необходимой скорости на трамплине. Мар- кировка осевой линии взлетной полосы и трамплина обоз- начается двумя полосами шириной по 0,76 м, нанесенными с обеих ее сторон. В испытаниях участвовали два типа самолетов. Основ- ным был самолет Т-2С, который является основным учебно- тренировочным самолетом в ВМС США. Другим самоле- том был палубный истребитель F-14A. Оба самолета явля- ются серийными. Однако кроме штатного оборудования на них была установлена телеметрическая и записывающая аппаратура. Шасси самолетов для определения ударных нагрузок также имели многочисленные датчики. Датчи- 208 ки лазерного излучения позволяли в реальном масштабе времени определять ускорение и углы атаки во время раз- гона и взлета самолета. Общие характеристики массы са- молетов варьировались так, чтобы менять соотношение тяги к массе самолета. Они представлены в табл. 3.1. Таблица 3.1 Масса и особенности самолетов Т-2С и F-14A Самолет Положение закрылков Взлетная масса, кг Отношение тяги к взлетной массе Т-2С F-14A Отклонены на 16° Отклонены полностью (33°) Отклонены полностью (33°) 4540 5370 21 800 25СОО 0,5 0,42 0,42 0,36 При соответствующих взлетных массах, тяге двигателей и положении закрылков самолеты производили нормаль- ный разгон, обычно применяемый при взлете. В ходе ис- пытаний были также получены данные о длине разбега самолетов путем имитации отказа одного из двигателей, необходимые для определения критерия безопасного пре- кращения взлета. Возможности безопасного прекращения взлета и дей- ствия летчика определялись во время имитированных пре- кращений взлетов с дополнительным требованием к летчи- ку осуществлять рулежку вокруг трамплина (положение трамплина на ней имитировалось). Перед каждым взле- том самолет располагался в 9 м левее осевой линии взлет- ной полосы. Во время взлета по достижении необходимой скорости разбега летчик один из двигателей переводил в режим малого газа (имитируя его отказ). Через одну се- кунду имитировалось время реакции летчика, он переводил второй двигатель также в режим малого газа и выполнял резкое отклонение рулей управления в продольно-попереч- ном направлении для перемещения самолета вправо от осевой линии взлетной полосы. Расстояние, пройденное са- молетом вдоль взлетной полосы от момента имитирован- ного отказа двигателя до момента пересечения левой ос- новной стойки шасси и перемещения самолета на правую половину трамплина, было определено с помощью датчи- ка лазерного излучения. 14 Зак. 869 .• 209 После того как во время разбега самолет проходит ру- беж, на котором еще возможно прекращение взлета, само- лет вынужден совершить взлет с трамплина. Отказ одного из двигателей.на этом участке является наиболее опасным и самым критическим моментом. В этом случае главным является удержание самолета на взлетной полосе и трам- плине, имеющих ширину 18 м. 4.5 I* Н 12 5 §'^ ^ Is ^^ 1,5 О \ 2. & 100 150 200 Vpa3b,KM/ts Рис. 3.25. Зависимость отклонения от осевой линии самолета от скоро- сти движения при разбеге: .—F-14A; 2 — Т-2С Самолет Т-2С при имитированном отказе двигателя во время взлета имел небольшие поперечные перемещения относительно осевой линии. Для самолета F-14A возника- ющая величина асимметричной тяги вызывает значитель- но большие перемещения. По достижении самолетом не- обходимой скорости летчик переводил один из двигателей на малый газ. Через 1 с (время реакции летчика) задача летчика состояла в том, чтобы остановить поперечное пе- ремещение самолета. Дополнительная задача летчика за- ключается в том, чтобы второй двигатель, работающий на форсажном режиме, перевести в боевой режим работы. Как показано на рис. 3.25, при скорости разбега до 185 км/ч самолет F-14A может быть удержан на взлетной полосе и трамплине шириной 18 м (в пределах отклонения 6 м и дополнительно 2,4 м составляет полуколея шасси). Необ- ходимо отметить, что если бы отказ двигателя случился на взлетной полосе вблизи трамплина, то максимальное от- 210 членение самолета произошло бы уже после взлета его с трамплина. Предварительные испытания трамплина завершились -летными, которые были проведены с целью определения максимально допустимых углов атаки атах самолетов, ста- тистических и динамических характеристик самолетов в -случае отказа одного из двигателей. До того как произвести первый взлет с трамплина, бы- ли проведены обширные работы по моделированию с при- менением вычислительной техники. Моделирование содер- жало использование аэродинамических моделей и моделей отдельных элементов конструкции самолета, таких, как ^стойки шасси. Моделирование позволило специалистам не только предсказать характеристики и нагрузки на конст- рукции, но и позволило испытательной команде улучшить процедуру проведения испытаний во время полетов с трам- плина. Кроме того, были определены характеристики пове- дения самолета после отказа одного из двигателей, мини- мальная скорость схода самолета с трамплина при одном работающем двигателе и оптимальные действия летчика при взлете с трамплина. Для самолета F-14A были выра- ботаны рекомендации по координации действий членов эки- пажа при разбеге, взлете самолета с трамплина и полете. Минимальная воздушная скорость была определена на ос- нове моделирования движения. За основу были взяты минимальные воздушные скоро- сти схода самолетов с трамплина, полученные при моде- лировании, которые в целях безопасности были увеличены примерно на 9 км/ч. Минимальные воздушные скорости схода самолетов с трамплина представлены в табл. 3.2. Первоначально при взлете скорость схода самолетов с трамплина (при соответствующих тяге двигателей, взлет- ных массах и положениях закрылков) выбиралась равной нормальной взлетной скорости при взлете самолета с обыч- ных аэродромов. Далее выбранная взлетная скорость с каждым последующим успешным взлетом с трамплина снижалась на 5,5 км/ч до тех пор, пока не была достигнута скорость схода самолета с трамплина, приведенная в табл. 3.2. На рис. 3.26 показана характеристика трамплинного взлета. На графике приведена также прямая возможности безопасного прекращения взлета. Пересечение кривой нор- мального путевого ускорения и прямой возможности безо- пасного прекращения взлета дает точку Л — предельную точку возможного безопасного прекращения взлета. Это 14* 211 Таблица 3.2 Минимальные скорости схода самолетов с трамплина Самолет Положение закрылков Индикаторная скорость, км/ч Т-2С F-14A Отклонены на 16° Отклонены полностью (33°) Отклонены полностью (33°) 130 (4540 кг, общая масса) 148 (5370 кг, общая масса) 130 (без ограничений) 185 (боевой режим ра- боты двигателей) 213 (максимальный форсаж) значит, что в любой момент времени в период взлета, если самолет не прошел точку А, взлет может быть безопасно прекращен, а самолет пройдет мимо трамплина. После прохождения этой точки самолет вынужден совершить взлет. : t.c -8 -7 -6 -5' -./ -J -2 -1 \-0 30 60 90 120 150 L,n Длина ръз5ега (от конца трамплина}: Рис. 3.26. Изменения скорости самолета при движении по трамплину: А — предельная точка возможности безопасного прекращения взлета; Б — пре- дельная точка возможности безопасного взлета при одном отказавшем двигателе; 1 — ускорение при разбеге при одном работающем двигателе; 2 — нормальное ускорение при разбеге; 3 — линия безопасного прекращения взлета 212 К другому аварийному случаю относится взлет само- лета (взлетная масса 4540 кг, закрылки полностью откло- нены, минимальная скорость схода самолета с трамплина 130 км/ч) с отказом одного из двигателей. В любое время после достижения самолетом точки Б в случае отказа од- ного из двигателей летчик может произвести безопасный взлет с трамплина или произвести посадку на взлетно-по- садочную полосу за трамплином в пределах допустимых. нагрузок самолета. В ходе испытаний всего было выполнено 140 взлетов (112 на самолете Т-2С и 28 на самолете F-14A) с трампли- на, угол подъема которых составлял 6 и 9°. При этом бы- ло достигнуто существенное сокращение длины разбега са- молета Т-2С, которое составило 52%. Для самолета F-14A. длина разбега сократилась на одну треть. Однако полно- стью потенциальные возможности самолета F-14A из-за ограничения минимальной скорости схода с трамплина при одном работающем двигателе не были получены. При со- ответствующей продольной балансировке с помощью трим- мера, выполненной перед взлетом, при свободной ручке уп- равления самолетом возможен сход самолета с трамплина. Минимальная воздушная скорость схода самолета Т-2С с трамплина, имеющего угол подъема 6°, ограничивалась (нулевым значением скороподъемности в момент схода)г но сход самолета Т-2С с трамплина, имеющего угол подъ- ема 9°, сопровождался нежелательными отрицательными характеристиками по тангажу. При испытании самолета F-14A в диапазоне допустимых воздушных скоростей ка- ких-либо отрицательных моментов в характеристиках и летных качествах самолета не наблюдалось. При тех взлет- ных массах и скоростях схода самолета с трамплина на- грузки на конструкцию самолета были нормальными. Од- нако при высоких скоростях схода самолета F-14A с трам- плина экипаж испытывал значительные нормальные уско- рения. Испытания показали, что с уменьшением воздушной скорости схода самолета с трамплина соответственно уменьшается и его скороподъемность. Зависимость мини- мального значения скороподъемности самолета Т-2С от скорости его схода с трамплина при углах подъема 6 и 9° показана на рис. 3.27. Для сравнения приведены также данные, полученные в результате моделирования (сплош- ная линия). Аналогичные результаты для самолета F-14A показа- ны на рис. 3.28. Во время взлета самолета F-14A с трам- 213. плина использовался максимальный режим работы двига- телей. Максимальный форсажный режим работы двигате- лей не использовался. Для обоих типов самолетов при лю- Уц,"/С /<-т /, -; л л ? Д Ад Л ^ / / АЛД -°д > / п Д А / -1 X / -2 -1 1 а \,«/С 5 ' 4 J 2 1 О -1 -2 -J / X S о О °/ S rfb 0 у / о / •/^ f //# /_?^7 /5^7 /4^7 />?^ 160 170 180 VCx,KM/4 О 6 Рис. 3.27. Зависимость минимального значения скороподъемности Vy самолета Т-'2С от скорости его схода с трамплина для двух значений углов подъема трамплина: у=6° (а) и у=9° (б), сплошные линии — данные моделирования бых положениях закрылков и значениях взлетной массы отмечена одинаковая тенденция. Результаты испытаний самолета Т-2С показали улучшение характеристик мини- 214 мальной скороподъемности по сравнению с характеристи- ками, предсказанными с помощью моделирования. Подоб- ная картина наблюдалась при взлете самолета F-14A при угле подъема трамплина 6°. Для самолета Т-2С при угле подъема трамплина 6° для всех комбинаций взлетных масс 1/ ----Vy,C 5 4 5 2 1 п ~ А. &' 1 - •А 4 / / а It. ю 8 6 4 2 п о г\ сЯ / г 1 / 150 170 190 210 5 250 М. т 'cx»v Рис. 3.28. Зависимость минимального значения скороподъемности само- лета F-14A от скорости его схода с трамплина: а — при угле схода 6°; б — при угле схода 9° и положений закрылков величина минимальной воздуш- ной скорости схода его с трамплина определялась нулевой величиной скороподъемности. При угле подъема трампли- на 9° минимальная величина скорости схода самолета с трамплина определялась летными качествами самолета. Для самолета F-14A величина минимальной воздушной скорости схода с трамплина определялась только харак- теристиками управляемости его при условии отказа одного- из двигателей. Никакие другие критические параметры, такие, как нулевое значение скороподъемности, большие углы атаки и нежелательные летные качества самолета, при тех значениях воздушных скоростей, которые были ис- пользованы во время испытаний, не оказали влияния на 215 величину минимальной воздушной скорости схода самоле- та с трамплина. Минимальные воздушные скорости схода, полученные во время испытаний, приведены в табл. 3.3. Таблица 3.3 Минимальные скорости схода самолетов с трамплина Минимальная воздушная скорость схо- %? -* да самолета §ё 1 Самолет Положение закрылков Взлетная масса, кг с трамплина, км/ч, при угле g§-«* ssg§ Ч к и 0 подъема 5 а § а трамплина S К И < Г1 "— ! О о 9 к о. 6° 9° м >> о. сг> !--• Ct С СЗ Отклонены на 4540 145 133 165 16° 5370 159 157 183 Т-2С Л. -brf \__t Отклонены 4540 130 118 165 полностью (33°) 5370 141 145 172 F-14A (боевой ре- Отклонены 21 800 187 191 231 жим работы) полностью (33°) 25000 187 187 245 Для трех самолетов из четырех, участвующих в испыта- ниях, меньшие значения скоростей были получены при уг- ле подъема трамплина 9°. Меньшие скорости более важны (примерно на 9 км/ч) для самолета, имеющего взлетную массу 4540 кг (выше отношение тяги к массе). Установле- но, что критериями минимальной скорости являются для самолета Т-2С близкая к нулевому значению скороподъем- ность при угле подъема трамплина бэ и неподходящие ха- рактеристики взлета при угле 9°, а для самолета F-14A — условия взлета при отказе одного из двигателей. С уменьшением скорости схода самолета с трамплина уменьшается длина разбега AL. На рис. 3.29 представлена зависимость AL от Ксх для самолета Т-2С со взлетной массой 4540 кг. Соответствующие результаты для самолета F-14A представлены на рис. 3.30. Максимальное сокращение длины разбега зависит от минимальной взлетной скорости, которая, в свою очередь, зависит от нулевой скороподъемности, взлетных характе- ристик или скорости самолета при одном работающем 216 двигателе. При любом взлете с трамплина, когда необхо- дима минимальная длина разбега и траектория взлета He- является критической, необходима наименьшая взлетная скорость. «"?• /0 • о-б° . ось Д-4° • / ( i • оО i 40 о ) ' ** ) /-W \ X ^ 1 -/ #0 ЛЛ. 20 ^/А А < f^ : А 0 • . а • .' - *Ч.1,%- i . ^^7. ^^7 ^7 » , . 0-6° • • Д-Г , 8 000 о 5 о л о А А А CD Д А А А А АА //.7 150 150 6 по I/ Ш сх,У- 40 '20 60 _ о- 9е * ф ^ А э д. ля i о *Ч$-* АО 20 л- 6е 9 А , ' 9 > . Л А Д О АА Дл < k'.b. ' • -• А 150 170 190 210 230 V ----- vc*>4 Рис. 3.30. Зависимость ALP и Д?в.д от скорости разбега по трамплину кр для самолета F-14A при (высоте препятствия 15 м 'был достаточно эффективен. Управление дифференциаль- ными тормозами или рулями направления не вызывало трудностей и позволяло удерживать отклонение самолета от центральной линии взлетной полосы в пределах ±0,75м. Хотя при разбеге не возникало особенно сложных проблем из-за отсутствия системы управления носовой стойкой, од- нако рекомендуется оснащать этой системой все самолеты, -совершающие взлет и посадку с помощью трамплина, для того чтобы более эффективно и безопасно использовать трамплин. После первых, выполненных подряд четырех__ шести взлетов с трамплина летчик был в состоянии опре- делить точку безопасного прекращения взлета с точностью ±15 м (от 1/2 до 3/4 с); однако в целях безопасности точ- ное расположение этой точки передавалось летчику инже- нерным составом по радио. Сразу после прохождения са- 218 молетом точки безопасного прекращения взлета, когда* взлет должен производиться обязательно, летчик, контро- лируя воздушную скорость и режим работы двигателей, все свое внимание сосредоточивал на выдерживании само- летом нужного направления. Вход самолета с взлетной по- лосы на трамплин характеризовался повышением стан- дартного ускорения до 1,6—2,5 g в течение 1 с, которое не оказывало на летчика отрицательного воздействия. Лет- ные качества самолета не были ухудшены вследствие ди- намического воздействия на конструкцию шасси. Любое \ отклонение руля направления при разбеге в целях коррек- j тировки бокового ветра немедленно вызывает небольшие фугоидные колебания (с периодом примерно 4с), которые не вызывали серьезных затруднений, однако, чтобы избежать их, необходимо все самолеты, предназначенные для дей- ствий с трамплина, оборудовать системами повышения ус- тойчивости относительно трех осей, чтобы они не имели обратной связи с органами управления самолетом. При взлете первоначальное положение самолета по уг- лу тангажа определялось подъемом самого трамплина (6 или 9°). Регулировкой продольной балансировки достига- лись небольшие угловые скорости по тангажу (2...3°/с), которые в основном удовлетворительно обеспечивали раз- личные комбинации положения самолета по тангажу и при: различных углах атаки. При первоначальных взлетах с трамплина имели место случаи, когда летчики вынужде- ны были прилагать большие усилия к ручке управления из-за трудности точного демпфирования руля высоты на земле. Все самолеты, совершающие взлет с трамплина,, должны быть оборудованы точными, дублированными и легко управляемыми балансировочными системами. Самолет взлетает по дуге с начальным нормальным ус- корением (0,5±0,1) g, которое затем возрастает до 1 g (через 1. . .2,5 с), которое обычно совпадает с минимальной ] скороподъемностью при взлете. Увеличение угла атаки при- \ полете самолета по дуге обусловлено изменением направ- 1 ления вектора скорости, вызванным уменьшением угла ] траектории полета и увеличением угла тангажа. Макси- j мальный угол атаки наблюдался примерно в точке мини- | мального значения скороподъемности, когда угол траекто- ; рии полета был наименьшим, а угол тангажа имел наи- ; большую положительную величину. Продольная баланси- ровка, устанавливаемая во время всех взлетов с трампли- на, была для балансировочного угла атаки значительно большей, чем для незначительного отрицательного угла 21ft атаки при сходе с трамплина. Таким образом, в течение .короткого периода времени реакция самолета на сбалан- сированный угол атаки, который был образован, была яс- на летчику по начальной угловой скорости. В течение это- го же промежутка времени самолет продолжал разгон до скорости, достаточной для поддержания самолета уже за счет подъемной силы крыла. Через короткий промежуток времени амплитуда колебаний самолета устранялась и са- молет стабилизировался около балансировочного угла ата- ки и продолжал набирать высоту. В идеальном случае оп- тимальные характеристики взлета с трамплина могут быть получены при максимальном угле атаки и такой про- дольной балансировке, которая будет создавать необхо- .димую угловую скорость для достижения такого угла тан- гажа, который был бы равен максимальному углу атаки самолета в тот момент, когда угол траектории полета са- молета равен нулю. Возможность сбалансировать самолет таким образом, чтобы получить идеальную комбинацию между углами атаки, углами тангажа и скоростью танга- жа с некоторой аппроксимацией, оказалась достижима только при взлете с трамплина при угле подъема 6° и не была достигнута при угле подъема трамплина 9°. Причи- ной этого явления является разница между углом подъе- ма трамплина и максимальным углом атаки. Следовательно, трамплин с углом подъема 6° позволил •самолету вращаться дополнительно на 6° по тангажу и уменьшить угол траектории полета с 6° до 0 (скороподъем- ность равна нулю), что обеспечило достижение максималь- ного угла атаки. При трамплине с углом подъема 9° из-за малого времени не удалось уменьшить угол траектории • полета самолета до 0, угол тангажа увеличился только на "3°. Для трамплина с углом подъема 9° максимальный угол атаки был достигнут при соответствующих скоростях на- •бора высоты. По мере снижения воздушной скорости схода самолета с трамплина уменьшается и требуемая величина продольной балансировки для того, чтобы не превышать предельные значения угла атаки. Уменьшение продольной балансировки приводит к нежелательным отрицательным скоростям по тангажу после достижения максимального угла атаки, что, в свою очередь, уменьшает его ниже опти- мального значения, необходимого при сходе самолета с трамплина. С тех пор как появилось устройство индикации на лобовом стекле, было сделано несколько попыток конт- ролировать угол атаки. Захват отметки тангажа, которая совмещалась с предельным углом атаки, требовал неболь- 220 того двойного маневра для того, чтобы остановить вра- щение. После того как нос самолета занимал нуж- ное положение, необходимую позицию легко было со- хранить в пределах ± 1° незначительным управлением. Важным критерием любого самолета, выполняющего взлет с трамплина, является возможность достижения оптималь- ных характеристик при свободной ручке управления само- летом. При свободной ручке управления взлет с трампли- на обычного самолета рассматривается как маневр, кото- рый является более легким, чем при взлете этого самоле- та с обычного аэродрома. Взлет самолета F-14A с трамплина начинается в тот мо- мент, когда оператор в конце взлетной полосы расцепляет удерживающее устройство. Неровности основания, на ко- торое уложено покрытие, приводило к качке самолета во время разбега, передаваемой через основные стойки шасси, однако она не беспокоила экипаж и не влияла на характе- ристики взлета. Выдерживание самолета относительно осевой линии взлетной полосы и трамплина в пределах ±0,75 м было более легким, чем самолета Т-2С, благодаря работе управления колесом носовой стойки шасси. В зна- чительной мере уменьшились нагрузки на летчиков во вре- мя разбега благодаря тому, что малейшие отклонения с курса легко устранялись системой управления носовой стойкой. Во время разбега самолета F-14A периодически имели место кратковременные продольные колебания (око- ло 1 с) основных стоек шасси, вызываемые динамикой пе- редней стойки шасси. Носовая стойка шасси иногда отхо- дила от настила взлетной полосы при больших скоростях разбега в моменты, предшествующие выходу самолета на трамплин. Путевое управление было недостаточно точным из-за -бокового ветра и поперечных перемещений, вызван- ных неровностью покрытия, когда не было контакта перед- ней стойки шасси с взлетной полосой. Использование сис- темы управления носовой стойкой позволяло летчику удер- живать самолет в пределах разметочных линий, осуществ- ляя управление передним колесом в моменты, когда был контакт с взлетной полосой. Как и в случае с самолетом Т-2С, летчик самолета F-14A мог определить точку безопасного прекращения взлета с точностью ±15 м (1/2 с), но точные данные о ней в целях безопасности передавались также по радио с пос- та управления. После того как самолет проходил точку безопасного прекращения взлета и взлет должен был сос- тояться, летчик при разбеге основное внимание обращал 221 на режимы работы двигателей и путевое управление, а- офицер-оператор контролировал скорость разбега, считы- вая ее показания с индикатора инерциальной навигацион- ной системы. Вход самолета на трамплин характеризовал- ся возрастанием нормального ускорения до 3,1...3,7 g при взлете с трамплина с углом подъема 6° и до 3,4 и 5,2 g при взлете с трамплина с углом подъема 9°. Хотя нахождение самолета на трамплине было кратковременным (примерно 1 с), нарастание нормального ускорения было весьма рез- ким. Меньшей скорости разбега в конце трамплина соответ- ствовала меньшая амплитуда колебаний, а нормальное ускорение в этом случае было несколько выше максималь- ного нормального ускорения самолета Т-2С. Эти нормаль- ные ускорения считаются вполне приемлемыми. При высо- ких ускорениях членам экипажа для предотвращения по- вреждений шейного позвоночника следует занять в ката- пультируемом сиденье соответствующее положение. При сходе самолета с трамплина не наблюдалось ухудшения его летных качеств, вызванных динамикой шасси. Самолет F-14A использовал повышение устойчивости по всем трем осям. Для устранения рыскания, возникающего после взле- та под влиянием ветра, необходимо было небольшое дви- жение руля в противоположную сторону. Отсутствие само- произвольного ухудшения летных качеств, вызванных фу- гоидными колебаниями по крену, облегчило работу летчи- ка и объясняется тем, что все самолеты обычного взлета обладают эффективной системой повышения устойчивости: по всем трем осям. Первоначальный угол тангажа после схода самолета с трамплина определялся углом его подъ- ема (6 или 9°). Установка продольной балансировки обес- печивает соизмеримые угловые скорости 7. . .8°/с, которые через 2—3 с демпфируются до нуля или небольшого поло- жительного значения. Существует трудность в продольной балансировке из-за того, что прибор для этого находится в таком месте, где летчику трудно делать регулировку вследствие параллакса. Хотя у самолета F-14A система ба- лансировки лучше, чем у Т-2С, было трудно точно се ис- пользовать без проверочно-регистрирующей аппаратуры. Обязательно рекомендуется для всех самолетов, выполня- ющих взлет с трамплина, иметь раздельную, дублирован- ную и легко контролируемую систему балансировки. Подобно самолету Т-2С, для F-14A скорость набора вы- соты является функцией скорости схода самолета с трамп- лина, отношения тяги к массе самолета, угла наклона трамплина и продольной балансировки. Из-за ограниче- 222 ний скорости схода самолета с трамплина, вызванных ра- ботой только одного двигателя, в этих испытаниях не были продемонстрированы характеристики, которые были бы близки к значениям, соответствующим нулевому значению скорости набора высоты, как при угле подъема трамплина 6°, так и при 9°. С целью исследования чувствительности балансировки было выполнено несколько взлетов с трамп- лина в начале программы испытаний. Самолет хорошо удерживал максимальный угол тангажа, реагируя на дви- жения руля, когда нос начинал опускаться. По достиже- нии необходимого угла тангажа было легко сохранить нужное положение в пределах ± 1° очень легкими движе- ниями руля. Во время взлета самолета с трамплина на него воздей- ствуют значительные нагрузки. Поскольку такие самолеты, как Т-2С и F-14A, были разработаны для использования их с авианосцев, то они по своим прочностным характери- стикам оказались пригодными для взлета с трамплина. Фактически основным назначением испытаний трамплина было определение нагрузок на конструкцию испытываемых самолетов. Наиболее принципиальным вопросом считался вопрос распределения нагрузки на шасси самолета. Для снижения изгибающих моментов крыла на самолет Т-2С не были подвешены -концевые топливные баки, а на само- лете F-14A отсутствовали крыльевые внутренние баки. При первых испытательных взлетах с трамплина на скоростях, близких к скорости при обычном взлете, стоял вопрос о том, какую максимальную нагрузку на самолет опреде- лить в начальной фазе испытаний. Сначала для самолетов были определены небольшие взлетные массы. Первым начал проходить испытания самолет Т-2С, нагрузки на шасси которого в зависимости от скорости схода с трамп- лина приведены на рис. 3.31. Как видно из рисунка, фактические и расчетные на- грузки на носовую стойку шасси во многом совпадают, хо- тя и на меньшей скорости, чем ожидалось. Фактические нагрузки на основные стойки шасси были значительно меньшими, чем нагрузки, полученные при моделировании, и они имели меньшее приращение при увеличении угла подъема трамплина. Снижение нагрузки на основные стой- ки шасси объясняется невозможностью точно предсказать подъемную силу крыла самолета во время разбега. Ис- пользование полностью выпущенных закрылков подчерки- вало эту тенденцию так же, как и небольшое увеличение нагрузки на носовую стойку шасси. Предельная нагрузка 223 на шасси (предельный ход штока амортизатора) была определена для носовой стойки шасси. На трамплине с уг- лом подъема 6° максимальные нагрузки на носовую стой- ку шасси были получены при взлетной массе самолета Т-2С, равной 5350 кг, скоростях разбега на трамплине от 157 до 178 км/ч. Максимальные нагрузки носовой стойки шасси были получены во время нескольких взлетов с трам- плина, имеющего угол подъема 9°. 600 90 110 130 150 t 170 Vp,*$ 90 110 130 150 170 Vflf ~ ;0 б -• Рис. 3.31. Зависимость нагрузки Р на шасси самолета Т-2С от скорости разбега по трамплину: а — носовая стойка; б — основные стойки; 1 — фактические нагрузки при угле схода 6°; 2 — фактические нагрузки при угле схода 9°; 3,4 — данные моделиро- вания при углах схода 6 и 9° соответственно Для самолета F-14A фактически замеренные во время испытаний нагрузки в основном соответствовали нагруз- кам, полученным при моделировании, однако не было вы- явлено изменение нагрузки в зависимости от различных условий взлета с трамплина. Невозможность их выявления объясняется тремя основными факторами. Во-первых, очень ограниченным числом взлетов, что исключало повто- рение взлетов с одинаковыми условиями. Во-вторых, не- большим диапазоном изменений скорости схода самолета с трамплина, что не дало возможности определить влияние скорости на нагрузки, возникающие при взлете. В-третьих, неожиданным «галопированием» носа самолета при его 224 приближении к трамплину, вызванным значительными слу- чайными изменениями нагрузок на иосовую стойку шасси. Однако во время испытаний не была достигнута предель- ная нагрузка ни на основные стойки шасси, ни на «осовую стойку шасси. Поэтому носовая стойка шасси явится огра- ничивающим фактором при взлетах с повышенными ско- ростями схода самолета с трамплина. Наиболее заметное Г 90 110 130 150 170 190 210 230 Vp,*g Рис. 3.32. Зависимость приращения нормального ускорения самолета при трамплинном взлете в зависимости от скорости разбега: / — при угле схода 9° для Т-2С; 2 — при угле схода 6° для Т-2С; 3 — при угле схода 9° для F-14; 4 — при угле схода 6° для F-14; 5, 6 — данные моделирования при углах схода 6 и 9° соответственно •влияние повышения скорости на увеличение нагрузки на носовую стойку шасси и основные стойки наблюдалось при взлете самолета с трамплина с углом подъема 9°. Увели- чение взлетной массы самолета F-14A с 21800 кг до 25000 кг при взлете с трамплина с углом подъема 9° выз- вало незначительное повышение нагрузки на шасси. Влия- ние скорости на нагрузку шасси при взлете самолета с трамплина, имеющего угол подъема 6°, не было выявлено вследствие того, что использовались случайные данные. Однако увеличение нагрузки на шасси в зависимости от взлетной массы самолета было выявлено. Наиболее замет- ным для летчика во время разбега и взлета с трамплина является приращение нормального ускорения. Пик прира- щения нормального ускорения, полученный во время испы- таний, приведен на рис. 3.32. Фактически экипаж самолета испытывал большие уско- рения. Поэтому при взлетах самолета F-14A с большими 15 Зак. 869 225 скоростями члены экипажа должны занять правильное положение в катапультируемых креслах. Как уже упоминалось выше, требования, предъявляемые к прочности конструкции самолетов, предназначенных для базирования на авианосцы, позволили этим самолетам осуществлять взлет с трамплина. Самолеты других родов войск должны использовать трамплины с меньшими угла- ми подъема. Однако, для того чтобы обеспечить необходи- мый угол схода самолета с трамплина, необходимо увели- чить секцию трамплина, которая определяет угол его подъ- ема, и, таким образом, длина и высота трамплина будут возрастать. Итак, взлет с трамплина обычных самолетов возможен. Снижение длины разбега с помощью трамплина более чем на 50% является яркой демонстрацией тех преимуществ, которые дает трамплин. С точки зрения летных качеств и управляемости при раз'беге взлет с трамплина является более легким маневром, чем обычный взлет. В большин- стве взлетов, которые выполнили самолеты Т-2С и F-14A, была установлена такая продольная балансировка, кото- рая обеспечивала взлет со свободной ручкой управления. Однако трудность в обеспечении продольной балансировки самолета выдвигает требование к любому самолету, выпол- няющему взлет с трамплина, чтобы он был оборудован точ- ной, четкой и дублированной системой балансировки. Не- обходимо увеличение стабилизации самолета по трем осям. Для того чтобы позволить летчику контролировать работу бортового оборудования и следить за параметрами полета, необходима индикация на лобовом стекле. Во время взле- та с трамплина нагрузки на конструкцию у обоих самоле- тов находились в допустимых пределах. Самолеты, не предназначенные для использования с авианосцев и не имеющие усиленной конструкции шасси, могут осуществ- лять взлет с трамплина, который имеет меньший угол подъ- ема (больший радиус кривизны). 3.4. ВЕРТИКАЛЬНЫЙ ВЗЛЕТ Вертикально (или точечно) может взлетать с палубы корабля самолет вертикального взлета и посадки (СВВП). Самолеты вертикального взлета и посадки существенно от- личаются от обычных самолетов. Самолету вертикального взлета и посадки для его нор- мального функционирования необходимо обеспечить: 226 — вертикальную тягу (силовой установки), превышаю- щую по величине силы тяжести для его взлета без разбе- га и висения; — горизонтальную тягу для совершения обычного по- лета и маневрирования; — промежуточные по направлению тяги между верти- кальной и горизонтальной для перехода от взлета, висения в горизонтальный полет и обратно; — управляющие силы и моменты для управления СВВП и стабилизации его на околонулевых скоростях движения, когда аэродинамические силы очень малы или вовсе отсутствуют; — защиту взлетно-посадочных площадок, конструкции самолета и двигателя от воздействия выхлопных струй вы- сокой энергии. В процессе вертикального взлета и висения вектор тя- ги силовой установки направлен под углом 90° или под уг- лом, близким к 90°, к поверхности взлетно-посадочной пло- щадки. Следовательно, высокотемпературные струи вы- хлопных газов с большой кинетической энергией направ- лены вертикально к взлетно-посадочной площадке или под углами, близкими к 90°. Истекающие из двигателей СВВП выхлопные струи вызывают взаимодействие: струи со стру- ей; струй с внешним потоком воздуха (ветер, скорость го- ризонтального движения); с поверхностями самолета; с двигателями; с взлетно-посадочными площадками. Указанные взаимодействия зависят от числа и распо- ложения двигателей на самолете, формы выходных уст- ройств, энергетических характеристик струй, компоновки частей самолета (крыла, фюзеляжа, воздухозаборника), близости среза сопел и поверхностей самолета от поверх- ности взлетно-посадочной площадки, скорости и направле- ния внешнего потока, особенностей процесса взлета и по- садки. 3.4.1. Подсасывающее действие выхлопных струй и определение его влияния на подъемную силу СВВП Подсос окружающего воздуха свободными и пристеноч- ными турбулентными струями, торможение фонтанного по- тока на поверхностях самолета, подогрев воздуха, посту- пающего в двигатели, вызывают изменение вертикальной тяги силовой установки или, как принято говорить, резуль- тирующей нормальной силы (результирующей подъемной силы). 15* . 227 Изменение результирующей подъемной силы СВВП при работе в зоне влияния земли без поступательной скорости может быть записано так: ДУ ДУ с.в + ДУ: пр + ДУф (3.1) где А У—суммарное изменение (потери или прирост) подъемной силы СВВП, обусловленные действи- ем всех указанных эффектов; Р—суммарная вертикальная тяга силовой уста- новки. Слагаемые правой части уравнения представляют собой следующее. АКс.в/Я — потери подъемной силы в результате подсо- са выхлопными струями окружающего воздуха вне влия- ния поверхности земли, когда струи истекают вниз от са- молета и не встречают на своем пути преграды. Струя га- зов увлекает находящиеся рядом в относительном потоке массы воздуха, поэтому количество массы газа в струе увеличивается практически пропорционально пройденному пути. Из-за подсоса окружающего воздуха на нижних по- верхностях самолета образуется пониженное давление, как это показано на рис. 3.33. Выхлопные газы ддигателя Рис. 3.33. Появление разреже- ния на нижних поверхностях самолета из-за подсоса выход- ной струей окружающего воз- духа: / — свободная турбулентная струя; 2 — подсасываемый воздух из окру- жающей среды ДУпр/Я — дополнительные потери подъемной силы, обусловленные появлением пристеночных струй из-за бли- зости поверхности земли (площадки), как это показано на рис. 3.34. Величина этих потерь зависит от высоты поверх- ности самолета над площадкой (землей), геометрических параметров самолета и выхлопных сопел, их расположения и от энергетических свойств выхлопных струй. Из-за подсасывающего действия веерообразной струи, близко находящейся от поверхности конструкции самолета, на ее нижних частях возникают зоны разрежения. Эти зо- 228 ны разрежения и вызывают значительное снижение сум- марной подъемной силы самолета. Наиболее просто и наглядно выявить физическую кар- тину появления потерь подъемной силы, связанной с расте- канием пристеночных струй вдоль поверхности земли и их подсасывающим действием на окружающий воздух, мож- но, рассмотрев одиночную струю, истекающую из сопла расположенного в центре диска при разных расстояниях от земли (рис. 3.34). Выхлопные газы ддйгателя ' ///////////^^^ Рис. 3.34. Обтекание самолета при появлении пристеночных струй вследствие близости самолета от поверхности земли: / — свободная турбулентная струя; 2 — подсасываемый воздух; 3 — пристеноч- ная струя; 4 — разрежение При больших расстояниях от земли разрежение на цси верхности пластины мало меняется по радиусу, незначи- тельно по величине. Линии тока вторичного течения вслед- ствие подсасывающего действия струи близки к горизон- тальным. С уменьшением расстояния Я от земли диска с диаметром D одиночной струей начинает сказываться все в большей мере появление веерообразной пристеночной части струи вследствие удара ее о поверхность площадки и равномерного растекания во все стороны по радиусам. При расстоянии H/D < 2 края диска интенсивно обтека- ются подсасывающим потоком внешнего воздуха. Вследст- вие срыва потока возникают зоны пониженного давления на нижней поверхности диска, особенно на периферийных частях диска. В результате этого и возникают значитель- ные потери подъемной силы ДУПр, обусловленные подса- сывающим действием пристеночной струи. Из выполненных работ следует, что основное влияние на величину потерь подъемной силы за счет подсасывающего 229 Рис. 3.35. Сравнение расчетных (оплош- ная линия) и экспериментальных (круж- ки) данных по потерям подъемной силы из-за подсасывающего действия выход- ных струй действия струи вблизи поверхности земли ока- зывают отношение пло- щади сопла к площади диска 5с/5д и расстоя- ние диска от поверхно- сти преграды H/D (рис. 3.35). Различные формы сопла, давле- ния и температуры в сопле мало сказывают- ся на этих потерях. Ес- ли обобщить приведен- ные результаты за счет получения зависимос- тей потерь подъемной силы ДУцр/Р от отно- шения расстояния дис- ка от поверхности пре- грады Я не к диаметру сопла, а к параметру 1/_9д—Dc, то получим практически одну кри- вую, которую можно описать приближенной формулой. Следует от- метить, что экспери- менты, в том числе натурные, дают хорошее совпадение с расчетными данными, получаемыми на основе обобщения. Если имеет место истечение не одной струи, а несколь- ких, то картина течения струй и подсасываемого воздуха значительно изменяется. В области между струями вслед- ствие взаимодействия пристеночных струй образуются вос- ходящие вверх потоки с относительно высокими скоростя- ми. Этот восходящий поток принято называть «фонтаном». В результате торможения этого потока о нижние поверх- ности плоскости тела, из которого истекают струи, на них возникают вверх направленные силы, т. е. появляется до- полнительная подъемная сила — прирост подъемной силы ДУФ/Р. Этот прирост подъемной силы СВВП для компоно- вок с двумя и более выхлопными струями вблизи поверхно- сти площадки (земли) за счет взаимодействия пристеноч- ных струй между собой, образования восходящего фонтана и воздействия его на нижние поверхности самолета показан на рис. 3.36. 230 Выхлопнь1е газы ддигателей ///////////////////////////////////////^ Рис. 3.36. Взаимодействие двух струй при «атекании их на преграду и образование восходящего фонтанного потока: /-свободные турбулентные струи; 2 — подсасываемый воздух; 3 — пристеноч- ные струи; 4 — разрежение; 5 — фонтанный поток; 6 ~ эпюра давления фонтана Если имеются три струи и более, то в результате взаи- модействия пристеночных струй образуется система фон- тана (рис. 3.37), состоящая из ядра фонтана 1 и боковых плоскостей фонтана 2. Вид сдержу Вид сбоку . Выхлопные струи Выхлопные--, струи -\ Рис. 3.37. Взаимодействие трех и более пристеночных струй и образо- вание системы фонтана: / — ядро фонтана; 2 — боковые плоскости фонтана В связи с этим в общем виде прирост подъемной силы СВВП за счет воздействия фонтана АУф = АУф.к ДУф.б. Р Р Р п (3.2) где ДКф.я/Я—прирост подъемной силы за счет ядра фон- тана; 231 ЛУф.б.п/Р—прирост подъемной силы за счет боковых плоскостей фонтана. Если компоновка СВВП имеет два выхлопных сопла (две струи), то ЛУф/Р=ДУф.б.п/Р, так как ядро фонтана отсутствует, а значит, АУф.я/Р = 0. Для определения воздействия фонтана необходимо оп- ределить прирост подъемной силы за счет ядра фонтана и за счет боковых плоскостей фонтана. Действие ядра фонтана распространяется на площадь 5Я» т. е. площадь нижней поверхности СВВП, заключенную между линиями, соединяющими центры сопел силовой ус- тановки. Величина действия ядра фонтана может быть оп- ределена на основе экспериментальных данных на моделях СВВП. Зная суммарную величину изменения подъемной силы АУ/Р, вычислив ее составляющие и действие боковых плоскостей фонтана, можем определить действие ядра фонтана. На основе обработки экспериментов получен ряд эмпирических зависимостей. Можно также эксперимен- тально определить распределение давления на площади 8Я и этим путем определить составляющую АУф.я/Р. Следует отметить, что механизм образования фонтана и его действия на поверхность самолета весьма сложный. Он зависит от конфигурации выходных устройств силовой установки: осесимметричные устройства одинакового диа- метра, разного диаметра, плоские выходные устройства с разным расположением создают совершенно различные фонтаны, которые оказывают различное действие на по- верхности СВВП. Многое зависит от углов натекания вы- хлопных струй на взлетно-посадочную площадку, от сте- пени расширения газов в разных выходных соплах и т. д. Фонтанные потоки также растекаются по нижней поверх- ности самолета, и они взаимодействуют с выхлопными струями и внешним потоком. Все это должно быть учтено при детальном исследовании воздействия фонтанов вы- хлопных струй. Используя приведенные методы, можно определить ука- занные составляющие суммарной подъемной силы. На самолете эффекты подсасывания окружающего воз- духа и появления фонтанов проявляются одновременно. Однако знание раздельного их действия позволяет более глубоко вникнуть в причины появления потерь или поло- жительных эффектов и изыскать пути достижения наибо- лее благоприятных компоновок и устройств. Большое влияние на величину потерь подъемной силы СВВП, вызванное подсасывающим действием струи, ока- 232 зывает компоновка двигателей на самолете, в частности взаимное местоположение выхлопных сопел, а также по- ложение их относительно частей самолета. Из анализа приведенных материалов следует, что луч- шими компоновками СВВП являются компоновки, у кото- рых образуется достаточно значительное по площади ядро фонтана. .) С Рис. 3.38. Зависимость относительных суммарной подъемной силы 3 СВВП, подъемной оилы 2 фонтана, подсасывающей силы 1 струй от относительной высоты положения самолета над взлетно-посадочной площадкой На рис. 3.38 представлена зависимость суммарной подъ- емной силы СВВП, подъемной силы фонтана и подсасы- вающей силы струй от относительной высоты положения самолета над взлетно-посадочной площадкой. Эти зависи- мости приведены для дозвукового самолета с тремя венти- ляторами, расположенными один в носу СВВП и два за крылом по бокам фюзеляжа, т. е. по углам равнобедрен- ного треугольника. Из рисунка следует, что подсасываю- щая сила непрерывно возрастает с уменьшением высоты положения самолета над поверхностью ВПП. Здесь отно- сительная высота определена как отношение высоты к эк- вивалентному диаметру сопла Н/ОЭ, а относительная си- ла — как отношение ее изменения к тяге двигателей. В результате роста подсасывающей силы растекающих- ся по поверхности площадки струй подъемная сила умень- шается и на стояночной высоте положения самолета сос- тавляла бы 95% от величины исходной тяги силовой уста- новки. Однако вследствие взаимодействия трех струй подъ- 233 емных вентиляторов образуются ядро фонтана и три плос- кости фонтана. Импульс фонтана (восходящего потока) воздействует главным образом на нижнюю поверхность самолета, заключенную между тремя выходными струями. В связи с этим можно замерить силу фонтана на модели из трех выходных сопел. На рисунке показана зависимость изменения подъемной силы СВВП из-за воздействия обра- зующегося фонтана на самолет. На расстоянии от поверх- ности площадки, равном четырем эквивалентным диамет- рам, фонтан не дает прироста подъемной силы, но с уменьшением этого расстояния наблюдается интенсивный прирост подъемной силы с достижением максимума на вы- соте, равной 1,5 эквивалентных диаметров, и далее начи- нает падать. Максимальное значение прироста составляет ~5% суммарной тяги. Следует отметить, что фонтанный поток, ударяясь о поверхность самолета, растекается по нему и также оказывает подсасывающее действие на ок- ружающий воздух, поэтому импульс фонтана не полностью используется на получение прироста подъемной силы. Ис- следования показывают, что характер растекания фонтан- ного потока имеет сложную картину и зависит от обводов фюзеляжа, наличия выступов, створок и других поверхно- стей. Например, если имеется фюзеляж овальной формы, то фонтанный поток обтекает фюзеляж вдоль его поверхности и вокруг поперечного сечения, а если имеется плоский фю- зеляж с двумя мотогондолами по бокам, то он замыкается между гондолами и течет вдоль плоскости в две противо- положные стороны. Очевидно, что во втором случае им- пульс фонтана используется более эффективно для полу- чения прироста подъемной силы. Вследствие одновременного действия двух факторов в противоположных направлениях: подсасывающей силы и силы фонтана — кривая 3 суммарной подъемной силы от высоты положения самолета над ВПП имеет сложную фор- му. С уменьшением высоты она несколько уменьшается, затем увеличивается, когда сила фонтана становится боль- ше подсасывающей силы, достигает максимума, а затем вновь уменьшается, когда подсасывающая сила все больше и больше силы фонтана. Все приведенные данные соответствуют нулевому углу атаки самолета. Если угол __атаки возрастает (рис. 3.39} от 0 до 10°, то на высотах Н положения самолета, равных 0,8 и 2, относительная величина подъемной силы значи- тельно уменьшается с —0,01 до —0,078 и с 0,01 до —0,019 соответственно. Для расстояний Я/Д, = 5. ..8 изменение 234 подъемной силы несущественно. Такой характер изменения подъемной силы при увеличении угла атаки для данной схемы СВВП с тремя струями обусловлен двумя факто- рами: во-первых, с увеличением угла атаки передний вен- тилятор удаляется от поверхности площадки и воздействие струи существенно уменьшается, эффект фонтана на этих -0,06 ' -0,08 -16 ос. Рис. 3.39. Изменение подъемной силы СВВП для разных значений угла атаки расстояниях, как правило, отсутствует и, во-вторых, усили- вается взаимодействие двух задних струй за счет умень- шения их расстояния от площадки и отсутствия ядра фон- тана. Здесь имеет место только продольная плоскость фон- тана. Все это и приводит к усилению подсасывания и поч- ти полной потере действия фонтана. Если угол атаки становится отрицательным, наблюдается незначительный прирост подъемной силы. Это вызвано наличием ядра фон- тана вследствие взаимодействия задних струй между со- бой и направлением потока вдоль оси самолета, который взаимодействует с потоком переднего вентилятора. Значи- тельно меняется и момент тангажа с изменением угла атаки. Изменение момента тангажа вызвано снижением подсасывания хвостовой части при увеличении подсасыва- ния носовой части и перемещения точки приложения фон- тана назад при отрицательных углах атаки. Таким о'бра- зом, с точки зрения величины подъемной силы и моментов большую роль играет относительное положение самолета вертикального взлета и посадки по отношению к качаю- щейся палубе корабля. 235 На рис. 3.40 приведены зависимости изменения прира- щений сил, действующих на СВВП другой схемы с четырь- мя струями (типа «Харриер»). Зависимость суммарной подъемной силы от расстояния над поверхностью площад- ки представлена на основе экспериментальных исследова- ний [12], а составляющие — подсасывающие силы ДУС.В/Я -0,1 - -0,2 - Рис. 3.40. Зависимость приращений ДУ/Р, ДУс.в/Р, ДУпр/Р и ДУф/Р СВВП типа «Харриер» от Я/Д, и ДУпр/Я и фонтанная сила Л Уф/Я — вычислены по приве- денной выше методике. Отрицательная составляющая под- сасывающей силы пристеночной струи интенсивно возра- стает от —0,02 до —0,2 с уменьшением расстояния до пло- щадки от 8 до 1. Одновременно резко возрастает фонтан- ная сила от 0 до +0,18. В результате суммарная подъем- ная сила медленно возрастает, достигает максимума на Н/ОЭ = 2. . .3, а затем несколько падает. Важно, что расчет- ная кривая суммарной подъемной силы довольно хорошо совпадает с экспериментальными данными (кружки на ри- сунке). Как следует из рис. 3.38. . .3.40, громадная роль в сни- жении потерь подъемной силы, связанной с подсасывани- ем окружающего воздуха растекающимися струями по по- верхности площадки, принадлежит появлению фонтана и его действию на поверхности самолета. Появление фонта- на и эффект его действия на поверхности самолета зависит от расположения выходных сопел на самолете, от площади поверхности СВВП между соплами и ее отношения к пло- 236 щади выходных сопел, а также от расположения крыла относительно сечения выходных сопел и струй. Фонтанные силы при трех- и четырехсопловой системе силовой уста- новки и достаточной площади поверхности СВВП между соплами достигают значительных величин, превышающих подсасывающие силы или близкие к ним. Исследование фонтанного потока и его действия на по- верхность СВВП показывает на наличие области отрица- тельных давлений на нижней поверхности по бокам от создаваемых фонтаном зон положительного давления, между срезами сопел. Предполагается, что это вызвано отрывом фонтанного потока и рециркуляцией его внешних краев в свободную струю. Это, по-видимому, и является основной причиной снижения воздействия фонтана на ниж- нюю поверхность СВВП. Все приведенные данные по под- сасыванию струями газа и воздействию фонтана относятся к осесимметричным струям. Данных по определению эф- фектов воздействия прямоугольных струй и их взаимодей- ствию между собой при висении СВВП гораздо меньше, и механизм этого воздействия изучен недостаточно. Однако даже ограниченное число работ указывает на то, что при поперечном расположении прямоугольных струй фонтан- ный поток практически отсутствует, потери подъемной си- лы аналогичны потерям одиночной круглой струи соответ- ствующего размера. При продольном расположении струй наблюдается существенный фонтанный поток, достаточный для устранения отрицательного подсасывающего действия струй. Тем не менее требуется больший статистический ма- териал для более глубокого изучения эффектов при при- менении прямоугольных выходных устройств. Следовательно, при выборе компоновки силовой уста- новки на СВВП и выборе положения ее выходных уст- ройств исходя из приведенных формул и эксперименталь- ных данных на моделях и натурных образцах необходимо располагать сопла таким образом, чтобы образовывался фонтанный поток, непременно появлялось ядро фонтана и оно воздействовало бы на нижнюю поверхность СВВП без растекания, т. е. замыкалось бы конструкцией самолета. Путем рационального размещения струй и приспособлений для «удержания» импульса удается вблизи взлетно-поса- дочной площадки получить заметный прирост подъемной силы СВВП по отношению к тяге силовой установки. В качестве устройств удержания импульса фонтанного потока могут применяться гондолы оружия, специальные убирающиеся или фиксированные створки, размеры и по- 237 ложение которых подбираются таким образом, чтобы по- ток восходящего фонтана практически полностью потерял импульс и не истекал в зоны воздухозаборников силовой установки. Для схемы дозвукового СВВП с тремя подъемными вентиляторами в качестве устройства повышения подъем- ной силы можно использовать длинные ребра вдоль фюзе- ляжа, замкнутые поперечным ребром за передним вентиля- тором. Все ребра расположены в зоне между тремя венти- ляторами в области ядра фонтана, образуемого тремя Рис. 3.41. Изменение приращения суммарной подъемной силы СВВП от Н/0Э: 1 — без устройства повышения подъемной силы; 2 — с устройством повышения подъемной силы; 3 — устройство повышения подъемной силы струями при их взаимодействии после растекания по по- верхности площадки. Внутри между тремя ребрами фон- танный поток с помощью ребер поворачивается вниз и в результате этого появляется прирост подъемной силы (рис. 3.41). На стояночной высоте самолета прирост подъ- емной силы составляет +8%, по отношению к тяге сило- вой установки или, как видно из сравнения с СВВП, без устройства повышения подъемной силы прирост подъемной силы достигает 12%. Фонтанная сила, действующая на са- молет, непрерывно возрастает с уменьшением высоты поло- жения самолета и достигает +12% по сравнению с величи- ной 3% для самолета без устройства улучшения подъем- ной силы. Для схемы с четырьмя струями типа «Харриер» уста- новка двух неподвижных продольных ребер на пушечных 238 гондолах приводит к увеличению подъемной силы пример- но на 6%, а установка дополнительного поперечного уби- рающегося щитка, замыкающего продольные ребра, при- водит к увеличению подъемной силы еще на 2,5% (рис. 3.42). Это значит, что на режиме взлета, когда у СВВП наименьшие резер- „ вы тяги, установка ^ устройств повыше- ния подъемной силы дает дополнительно 8... 12% тяги. Это позволяет на само- лете типа «Харри- ер» увеличить по- лезную нагрузку на режиме вертикаль- ного взлета на 25%. Кроме того, без уст- ройств увеличения подъемной силы на- блюдается сильный поток горячих газов вдоль фюзеляжа в сторону воздухоза- борников и их попа- дание в двигатель. Установка устройств в виде ребер и щит- 3,96 0,9Q 1,00 102 1,04 1,06 1,08 1,10 Рис. 3.42. Изменение приращения суммар- ной подъемной силы от высоты СВВП типа «Харриер» при применении устройств по- вышения подъемной силы: / — без устройств увеличения тяги; 2-е про- дольными ребрами на пушечных гондолах; 3 — с поперечным щитом, замыкающим продольные ребра ков привела к сни- жению температуры газов на входе в двигатель самолета «Харриер» на 15.. .17° С. Таким образом, у самолетов вертикального взлета и по- садки появилось новое устройство — устройство удержа- ния фонтанного потока или, как часто его называют, уст- ройство увеличения подъемной силы. Это устройство дает в общую величину подъемной силы на режиме взлета и посадки дополнительную величину ДУУ—прирост за счет устройств увеличения подъемной силы. Этими устройства- ми являются элементы конструкции самолета: ребра, щит- ки, которые улучшают реализацию фонтанного потока и повышают давление на нижних поверхностях СВВП. Они же служат устройствами, предотвращающими попадание горячих газов в воздухозаборники двигателей. В настоя- щее время имеются некоторые экспериментальные данные и их обобщения, позволяющие определять прирост подъем- 239 ной силы AFy/Р в зависимости от конфигурации СВВП в плане, количества выхлопных струй, их расположения и других параметров. Однако они требуют уточнения на ба- зе дальнейших исследований. С учетом устройств увеличения подъемной силы сум- марные изменения подъемной силы СВВП могут быть представлены в виде ДУ __ АУс.в АУпр АУФ АУУ —~-T- + -T- + -J- + -^-' <3-3) Кроме того, может быть введен дополнительный член, учи- тывающий изменение тяги из-за повышения температуры на входе в двигатель при попадании горячих газов Д7Т/Р. Величина этих потерь определяется по средней величине увеличения температуры входящего воздуха по известным формулам из теории двигателей или по данным испытаний двигателей при разных температурах окружающего возду- ха. Кроме снижения тяги двигателей подогрев воздуха, особенно неравномерный из-за попадания выхлопных газов в воздухозаборники, может вызвать неустойчивую работу двигателей и даже их заглохание. Величина потерь AFT/P в зависимости от уровня подогрева может составлять от 2 до 10%. Переходный режим полета СВВП включает в себя диа- пазон скоростей от висения до скорости, необходимой для полета только за счет аэродинамической подъемной силы, т. е. создаваемой -поверхностями самолета. Эффекты, создаваемые реактивными струями, оказыва- ют доминирующее влияние на характеристики СВВП на этом режиме, вызывая на самолете значительные измене- ния сил и моментов. Основными факторами, обусловливаю- щими эти изменения, являются истечения струй выхлопных газов из сопел двигателей под углом к оси самолета, дви- жущегося горизонтально или находящегося в относитель- ном движении: истечение струй выхлопных газов в движу- щийся внешний поток воздуха. Вследствие этого имеют место следующие эффекты: искривление выхлопных струй из-за воздействия на них внешнего потока; деформация сечения струй вдоль по потоку с образованием парных вихрей; срыв внешнего потока с поверхностей струй, обте- кающего их; торможение внешнего потока струями. На рис. 3.43 представлена одиночная струя газов, истекающая из сопла двигателя 1 СВВП в поток внешнего воздуха 2, имеющего скорость V. Как видим, под воздейст- вием внешнего потока ось струи значительно искривляется, 240 она приближается к задним поверхностям самолета. Струя значительно деформируется вдоль по потоку, превращаясь в подковообразный вихрь с последующим разрывом на два противоположного вращения вихря 3, интенсивность кото- рых возрастает с увеличением пройденного 'пути от сопла по потоку. Как следует из рис. 3.43, центры вихрей лежат выше средней оси струи. Если есть несколько струй, они Рис. 3.43. Характер движения выходной струи, истекающей из сопла двигателя в поток внешнего воздуха: / — двигатель; 2 — внешний поток; 3 — оси свертываемых вихрей; 4 — ось струи при искривлении пересекаются, образуя одну общую струю после точки пересечения, как бы потоки впадают в одну реку. Внешний поток воздуха испытывает сильное воздейст- вие проникающей в него струи, из-за чего образуется поле давлений на поверхности, окружающей истекающую струю. Положительные давления возникают впереди струи, в то время как высокоскоростной поток вокруг струи и спутный след вязкой струи создают отрицательные давления вдоль струи, а также срывные зоны отрицательных давлений за струей. Область отрицательных давлений может распро- страняться на 10—15 диаметров во все стороны от струи [12] и в комбинации с областью положительных давлений создают кабрирующий момент тангажа. Величина обра- зующейся подъемной силы и момента тангажа зависит от отношения скоростей свободного потока и струи (У/СС) и от отношения площади поверхности самолета к площади среза сопел. При малых значениях отношения скоростей область отрицательного давления стремится распростра- 16 Зак. 869 ., 241 ниться вперед, полностью замещая область положитель- ного давления, как в случае висения. Однако по мере уве- личения скорости внешнего потока возрастает область по- ложительных давлений впереди струи вследствие эффекта торможения. Высокоскоростная струя, истекающая в свободный по- ток, имеющий относительно низкую скорость, тоже вызы- вает поверхностное взаимодействие, индуцируя течение или подсасывание окружающего воздуха к струе. Эта эжекция также приводит к отрицательным давлениям или подса- сыванию на поверхности, из которой истекает струя, и час- тично является причиной появления отрицательных дав- лений при торможении, рассмотренном выше. Наличие до- звукового внешнего потока на переходном режиме полета увеличивает эжекцию по сравнению с имеющей место при висении, а также отклоняет струю в направлении движе- ния внешнего потока. Изгиб траектории струи также влия- ет на поверхностное распределение давлений. С увеличением отношения скоростей ось струи откло- няется ближе к телу поверхности, из которой струя исте- кает, увеличивая эффективность эжекции и вихрей в соз- дании отрицательных давлений на поверхности самолета. Экспериментальное исследование влияния круглой струи, истекающей перпендикулярно в дозвуковой внеш- ний поток, на поверхностное распределение давлений по- казало, что отношение скоростей является определяющим параметром при описании поверхностного распределения давления. Указанные явления зависят не только от отношения скоростей, но и от конфигурации самолета (низкопланг высокоплан, количество и расположение струй) и чувстви- тельны к геометрическому положению струи по отношению к крылу и величине отношения площадей среза сопла и поверхности самолета. Важное значение имеет угол накло- на истекающей струи к поверхности самолета. 3.4.2. Взаимодействие выхлопных струй с внешним потоком и их попадание на вход в двигатели Газы, вытекающие из двигателя (двигателей) СВВП, ударяются о поверхность взлетно-посадочной площадки и растекаются над нею веерообразно во все стороны. При наличии нескольких выхлопных сопел у одного двигателя или нескольких двигателей струи газов после удара о пло- щадку взаимодействуют друг с другом и отражаются от 242 поверхности ВПП снизу вверх (рис. 3.45), ударяются о фю- зеляж и текут вперед в направлении к воздухозаборникам двигателя и назад в направлении задней части -самолета. Кроме этих потоков у поверхности площадки образуются два потока, которые движутся в направлении вдоль фюзе- ляжа и перпендикулярно ему. Поток горячих газов, движущихся вдоль поверхности -фюзеляжа, может попасть на вход в воздухозаборники и вызвать неравномерный нагрев воздуха на входе в двига- тель. Кроме того, поток выхлопных газов, движущихся по поверхности ВПП в сторону передней части самолета, при встрече с набегающим потоком воздуха поднимается вверх и также может попасть в воздухозаборники. Засасывание выхлопных газов в воздухозаборник дви- гателя представляет серьезную проблему для самолетов вертикального взлета и посадки с реактивными двигате- лями. В результате повышения температуры воздуха в воздухозаборнике происходит уменьшение тяги двигателя, что оказывает значительное влияние на время и характер траектории взлета. Кроме того, в результате очень быстро- го возрастания температуры в воздухозаборнике или не- равномерного нагрева воздуха на входе в компрессор дви- гателя может произойти снижение запасов устойчивости компрессора и вследствие этого — помпаж на максималь- ном и близких к нему режимах работы. При попадании выхлопных газов на вход в двигатели составной силовой установки происходит рассогласование тяг. В результате меняются величины равнодействующих вертикальных тяг подъемно-маршевых, подъемных двига- телей и расстояния от них до центра тяжести СВВП и, следовательно, возникают моменты тангажа, величина ко- торых изменяется в зависимости от уровня повышения тем- пературы на входе в подъемные и подъемно-маршевые двигатели. Основными причинами засасывания выхлопных газов в воздухозаборники СВВП являются; а) взаимодействие нескольких выхлопных струй, рас- текающихся по поверхности ВПП, в результате чего часть газов поднимается вверх к фюзеляжу; б) торможение вперед (по движению СВВП) направ- ленной части выхлопных газов набегающим потоком воз- духа и подъем ее над поверхностью ВПП; в) воздействие порывов ветра, в результате чего вы- хлопные струи двигателей тормозятся, поднимаются вверх и движутся в обратном направлении — к самолету; 16* 243 г) конвекционные токи горячих газов перемещаются вверх, вследствие чего на определенном удалении от са- молета и частично вблизи него образуется чашеобразная область с большим содержанием выхлопных газов. Механизм засасывания в двигатели выхлопных газов проще всего рассмотреть на отдельно установленных подъ- емных двигателях, вне конструктивных элементов само- лета. • ' н_ DC u\V»AX ч-;-*?* Vpsч-^ 40- зо- 20- 20' 5'--'^'? , ^ —*— *Ч^ '!Ж '%*'$*-**» *$ш,*х?&г>=#.- 10 О Ю 20 30 40 L_ б * • 50 20 Рис. 3.44. Характер движения одиночной выходной струи при ее ударе о поверхность площадки: а — при безветрии; б — при наличии ветра Засасывание выхлопных газов в воздухозаборник оди- ночного подъемного двигателя вызывается следующим. После удара выхлопной струи о поверхность ВПП она рас- текается во все стороны на большие расстояния от двига- теля. При безветрии это расстояние составляет L/DC = = 50. ..100 (рис. 3.44, а). На этом расстоянии струи вы- хлопных газов отрываются от поверхности земли под дей- ствием архимедовой силы и поднимаются вверх. Через не- которое время они могут попасть в воздухозаборник дви- гателя (это подсос газов из дальнего поля течения газов). Благодаря подсосу окружающего воздуха в воздухозабор- ник некоторая часть выхлопных газов около сопла в силу конвекции поднимается вверх, оказывается в достаточной близости от воздухозаборника и засасывается в него (это подсос газов из ближнего поля). В результате температу- ра в воздухозаборнике двигателя возрастает 'Примерно на 2.. .4° при подсосе из дальнего поля и на 6. . .8° — при под- сосе из ближнего поля. 244 В условиях безветрия температура на входе в двигатель растет медленно и достигает своего максимального значе- ния примерно за 10—15 с. Ветер существенно изменяет характер движения вы- хлопных газов при работе одиночного подъемного двигате- ля (рис. 3.44, б). При скорости ветра порядка 5 м/с вы- хлопные газы отходят от двигателя только на расстояние L/DC = 20. . .30, поднимаются к воздухозаборнику двигателя1 и свободно засасываются в него. Отрыв пристеночной струи наступает, когда отношение скорости ветра к мест- ной скорости струи достигает критической величины. При скорости ветра 15 м/с и HfDc&2 повышение тем- пературы воздуха на входе в двигатель составляет 15... '18°. На режиме малого газа при скорости ветра ~5 м/с. максимальное повышение температуры составляет пример- но 18.. .22°. Причина большего возрастания температуры на режиме малого газа, по-видимому, заключается в том, что скорость истечения выхлопных газов на режиме мало- го газа небольшая, в результате чего они не отбрасыва- ются далеко от сопла и подходят к воздухозаборнику дви- гателя, имея более высокую температуру. Таким образом, увеличение скорости ветра приводит к возрастанию температуры на входе в одиночный подъем- ный двигатель как на максимальном режиме работы дви- гателя, так и особенно на режиме малого газа. Так увели- чение скорости ветра с 5 до 10 м/с вызывает увеличение температуры воздуха на входе в двигатель с 10. . .12° до 14. ..15° С на максимальном режиме и с 18. ..22 до 26... 31° С на режиме малого газа. Увеличение температуры на входе в двигатель зависит не только от скорости ветра, но и от направления. Важной особенностью при этом является большая ин- тенсивность нарастания температуры входящего воздуха по времени. Выхлопные газы за время 0,2. . .0,4 с распро- страняются вдоль ВПП на расстояние 20.. .30 диаметров сопла, тормозятся ветром и начинают подниматься вверх и перемещаются в сторону двигателя. Уже через 1 с они попадают на вход в воздухозаборник и засасываются в двигатель. Температура воздуха на входе в двигатель воз- растает примерно на 15° С за 3,5 с. Такой высокий темп нарастания температуры на входе в двигатель является более серьезной проблемой, чем максимальный уровень повышения температуры входящего воздуха. Характеристики потока выхлопных газов в условиях 245 безветрия для схемы с двумя отдельно стоящими подъем- ными двигателями, расположенными на некотором рас- стоянии друг от друга, отличаются от ранее описанного механизма наличием восходящего фонтана между двигате- лями из-за взаимодействия двух струй. Часть выхлопных газов растекается по поверхности земли в радиальных направлениях аналогично односопло- вой схеме и не засасывается в воздухозаборники. Другая часть выхлопных газов перемещается к центру и вверх в виде фонтана в пространство между двигателями. Отсюда газы, имеющие довольно высокую температуру, поскольку они еще не далеко отошли от выхлопных сопел и незначи- тельно смешались с окружающим воздухом, легко попа- дают в воздухозаборники двигателей, т. е. происходит за- сасывание горячих газов из ближнего поля. При малых расстояниях от среза сопла до земли главную роль играет подсос из ближнего поля. При больших расстояниях роль его практически исчезает, а основное влияние на подогрев начинает оказывать подсос газов из дальнего поля. Это явление протекало бы так, если бы между двигателями не было никаких конструктивных элементов. Наличие эле- ментов конструкции самолета изменяет картину течения выхлопных газов, однако они стремятся пройти вверх и распространиться вокруг планера самолета. В результате температура воздуха повышается как в боковых воздухо- заборниках подъемно-маршевых двигателей, так и в распо- ложенных в верхней части воздухозаборниках подъемных двигателей самолета. Влияние ветра на многодвигательную схему практиче- ски такое же, как и на однодвигательную схему, а меха- низм попадания горячих газов в воздухозаборники подо- бен ранее описанному. Засасывание горячих газов в воздухозаборники двига- теля происходит в большей степени в случае многосопло- вой схемы, однако это во многом зависит от схемы распо- ложения сопел. Например, если все сопла расположить очень близко друг от друга, они будут работать примерно как одно сопло, температуры в воздухозаборниках будут увеличиваться примерно на те же величины, что .и у одно- сопловой схемы. Кроме того, картину засасывания выхлоп- ных газов в воздухозаборники силовой установки СВВП во многом определяют: конструктивная схема самолета (форма и расположение крыла, диаметр фюзеляжа, высо- та шасси); количество, тип и компоновка двигателей на самолете; расположение воздухозаборников двигателей. 246 , N Особенностями с точки зрения попадания выхлопных газов на вход в двигатели обладает компоновка СВВП, имеющая два подъемных (1 и 2) и один лодъемно-марше- вый (3) двигатели (рис. 3.45). В непосредственной близо- сти от планера СВВП с двумя подъемными и одним подъ- емно-маршевым двигателями образуются пристеночные (приземные) радиальные струи 4, взаимодействие между 7-^^ 7 2 J г \/f /УЛС v^S"- rtfTp !-----v VT /? 'l^S^J^m^k^^ 6? J^. <^^&&^+}&*^4 JV.^^ //////////////////////////////////////////////////////, Рис. 3.45. Характер течения выходных струй у СВВП с двумя подъем- ными и одним подъемйо-маршевым двигателями: 1, 2 — подъемные двигатели; 3 — подъемно-маршевый двигатель; 4 — пристеноч- ные струи; 5—фонтанный поток; 6 — внешний поток; 7 — вход в воздухо- заборники которыми приводит к появлению восходящей пелены (фон- тана) 5. Эта пелена, обтекая снизу фюзеляж, проходит близко от входных сечений воздухозаборников 7. Засасы- вание горячих газов из этой пелены зависит от режима ра- боты двигателей и внешнего потока воздуха 6. Наиболее значительный нагрев поступающего в двигатель воздуха наблюдается в воздухозаборниках подъемно-маршевого двигателя на режимах работы, соответствующих 45—100% расхода воздуха через двигатель. Прирост температуры в этом диапазоне режимов составляет 55° С. До 45% расхода имеет место линейное увеличение температуры от 5 до 55° С. В подъемных двигателях наблюдается существенна более низкое увеличение температуры от 5 до 15° С. Весьма важное влияние на попадание горячих газов в- воздухозаборники, как это показано выше, оказывает на- бегающий внешний воздушньщ поток. Так, внешний лобо- вой воздушный поток (рис. 3.45) приводит к отрыву при- стеночной струи, повороту ее в обратном направлении и возможности ее попадания на вход в воздухозаборники. Для определения влияния набегающего потока на попа- дание отраженных выхлопных газов двигателя на вход в воздухозаборники были проведены экспериментальные ис- 247 to 4-- 00 л Воздух из конлрессврсг Вентилятор ЭВР-6 Рычаг устанодки и фиксатор углового положения сопел Воздух к эксгаустеру ///////// /// /// /// /// //////U/// /// /// //*^/// /// /// /// //////////// /// /// /// ///////// /// Сопла подъемных I > Мерная плита двигателей ' • . Рис. 3.46. Схема установки для проведения эксперимен тальных исследований попадания выхлопных газов на вход в двигатели следования взаимодействия выходных струй от подъемных двигателей с набегающим внешним потоком. Принципиальная схема установки для проведения ис- следований представлена на рис. 3.46. Исследования про- водились на воздухе с температурой 10. ..40°С при трех значениях давления перед выходными соплами: ИЗ; 147 и 214 кПа. Высота Н расположения модели над поверхно- стью площадки была переменной и составляла 1,35; 2,33 и 3. На каждой высоте поочередно устанавливались семь значений углов у поворота струй подъемных двигателей О, ±10, ±20 и ±30°. На каждом режиме менялась ско- рость набегающего лотока FH.n' 0, 20, 36 м/с. На одном из. режимов при рс* = 214 кПа и трех значениях у: 0, —10,, —20° влияние набегающего потока исследовано более .под- робно при скоростях УН.П' 0; 20; 27; 31 и 36 м/с. На входе в воздухозаборник устанавливалось атмосферное давление и разрежение. Оценка характера движения струй и их взаимодействия с внешним потоком осуществлялась визу- ализацией путем подкрашивания струи дымом и положе- нием шелковинок, а также с помощью снятия векторных диаграмм скоростей, замеров статических и полных дав- лений в потоке и распределения статического давления на поверхности площадки. Анализ фотографий визуализации потока и замеров, параметров его на разных режимах позволил определить точку отрыва потока выходной струи двигателей от поверх- ности площадки при ее встрече с внешним потоком и за- висимости координаты точки отрыва потока от давления газов перед соплом, углов наклона выхода струи подъем- ных двигателей, скорости набегающего потока воздуха и высоты расположения модели СВВП над поверхностью площадки. За координату точки отрыва принимается координата точки максимального удаления лотока, истекшего из соп- ла навстречу внешнему потоку в точке встречи и начала подъема. За начало отсчета принималась ось переднего двигателя при его вертикальном положении. Многочисленные эксперименты позволили найти зависи- мость между положением точки отрыва /отр и явлением за- броса (попадания) газов от подъемных двигателей в воз- духозаборник подъемно-маршевого двигателя. Была опре- делена /кр.отр, т. е. минимальное значение относительной дальности отрыва, при котором наступает явление забро- са. Эта точка находится впереди плоскости среза воздухо- 249 ю ел о 12 13 г „,*<"»*, Lorr>p Vc Рис 3.47. Зависимость относительной дальности /отр места отрыва потока от угла Y истечения выходных струй и давления р'? на входе в сопло при скорости набегающего потока 20 м/с 0123 4/s Плоскость заборника маршевого двигатели 6 в W 11 12 1J Ц Т =-?- (-отр Dc Рис. 3.48. Зависимость относительной дальности места отрыва потока от угла истечения выходных струй и дав' пения на входе в сопло при скорости набегающего потока 30 м/с to ел заборника. На рис. 3.47 и 3.48 приведены зависимости от- носительной дальности отрыва потока /ОТр от углов истече- ния выходных струй у, давления перед соплом рс*. На рис. 3.47 эти зависимости приведены для скорости набегающего потока 20 м/с, а на рис. 3.48 — для 36 м/с. Из данных рис. 3.47 и 3.48 следует, что характер кривых и количественные результаты мало зависят_рт высоты положения СВВП над площадкой в диапазоне Я=1,35.. .3. На координату точки отрыва потока существенное влияние оказывают углы ис- течения выходных струй и давление на входе в сопло дви- гателей, а также скорость набегающего внешнего потока. Так, при углах истечения потока — 10. .. + 30° и давлени- ях на входе в сопла 150.. .218 кПа при скорости внешнего потока 20 м/с имеет место заброс выходных струй в забор- ник подъемно-маршевого двигателя. На скорости внешнего потока 30 м/с при углах истечения 0. ..—30° во всем диапа- зоне давлений на входе в сопла не наблюдается заброса и только на положительных углах истечения (0. .. + 30°) он имеет место. Это значит, что с увеличением скорости внеш- него потока отрыв струи начинается на расстояниях мень- ше критических и поток выходных струй пригибается ниже воздухозаборника. На рис. 3.49 приведена зависимость максимальной вы- соты гребня повернутой выходной струи двигателей от уг- ла истечения струй для скоростей внешнего потока 20 и 36 м/с при давлении на входе в сопло 214 кПа и относи- тельной высоте положения СВВП над площадкой 1,35. С изменением углов истечения от положительных до отрица- тельных высота гребня значительно уменьшается, также она уменьшается с увеличением скорости внешнего потока. При скорости внешнего потока 20 м/с относительная вы- сота гребня составляет 5,2 для угла истечения струй +20° и 2,7 для угла —20°, а для скорости 36 м/с — 3,8 и 1,5 со- ответственно. На рис. 3.50 приведены векторные диаграммы скоростей потока в диапазоне / от —3 до +8. Векторные диаграммы снимались в вертикальной 'плоскости симметрии модели СВВП на выеотах_над поверхностью площадки от 5 (/IK = 0,083) до 48 мм (/^ = 0,8). Из векторной диаграммы следу- ет, что при скорости внешнего потока 36 м/с точка отрыва находится на расстоянии 4,7.. .4,8 диаметра сопла. Этот результат хорошо подтверждает полученные данные с по- мощью разных способов визуализации потоков. Зависимость статических давлений от относительного 252 ND СЛ +2.0 + 10 0 -10 -20 -50 0 . V&J} =36м/с ^ / 7 ^г X tJ ?: ci, Х? ///////У//У/ //, Щ^2 *??^\& —-• n ^77/ '"/#///////// ^omp. \ 4b> -W"/c 'гр max' _ "гртах w Рис. 3.49. Зависимость относительной максимальной вы соты /ггр mai гребня повернутой выходной струи от угла истечения струй для скоростей внешнего потока 20 и 36 м/с го ел •?» Ьн _hKtnn / У4„='36п/с; Масштаб 10 пм'. Юн/с ^ } 0,5 0,25 • г Ъ* -30-25-20 •15 10 5 6,5 Of25 "IK,"" I III ^^L^a Масшта& Юмм :ЮОп/с & -30 25 20 -15 10 5 / sf ^~ •-ч- "^ - /7^ передней стоик ^ '& ^ »- -« ^ ^ ------ ^Яе-^ ^ • . *- <^ - -*- .i^r- . ----- = :=^*5 п hKt 35 -30 25 W -15 10 5 4 5 6 7 8 W1 *#./?-#; Масштаб 10 fin : Юп/с *г ~** -^" —-Р *f — ^ .^— • •-. «. -^" — • •-- — —^ _ - if . ----- * •• ------- -^ \\ •" ' * ^ — ' >|L "" *" !Т^ .^^ ----------- 9 ------- * :•• ^^^Г^м^ЕР^^^ ...... __«_,-• "*^ ^ / Ч f'X / т Ч4^ — ЭВг— — 3»- ^ У / VT * / \ Ч Q ~1± 3 -2 -1 -0 1 2 J 4 5 6 7 8 r*-fO°i PC * 2 18«Па Рис, 3.50. Векторные диаграммы скоростей потока на равных расстояниях от сопел и разных высотах над по- верхностью площадки (йк=/*к/?С! h$ — высота замера над поверхностью площадки) *-t tf 1,0 ••:... •.-; --•:.. , ^--- ' .--.-• .-. '•-,'• Ap*p-&0 /fa woo r='10*> % • =218кПа; k, '1 f 4> 8-,=36H/o 5 стойки s~~\ f ~% /•*~?\ \ /t x-O^ Aj^ $>'•: Y/Л ^.r*\ \ 1 J. /р\ х5-'^ i / ' \ so /Л / \_jT V-7/ \s №< \^/"> ч / ^> i-— _5 Y^V^* X— ^A «-•xzl !ЙГ- ^ ь-?»1< k /?* Y * A5- ^ ^ __ - ВТ" "-^и*! ^4*. -1000 -2000 \ JC V * "^^ \ я УС>7 ооозн A., «я_ »K \ tSK " ч J —A - ^ ao \ P о ^ V№ \ ,/ X W/ W/t A Г,Д5 o^;. \ A • 4ft4 ^ . у / x J I i ч s* ""• —A •w~ -2,0 -W 0,0 1,0 2,0 3.0 4.0 5.0 6,0 7,0 8,0 ' f_ i "Ь Рис. 3.51. Зависимость относительного статического давления от относительного расстояния для разных высот замеров над площадкой ьо ел СЛ расстояния / для разных высот замеров над площадкой приведена на_ рис. 3.51. Можно выделить три области: пер- вая в зоне / = —2,5...!, где статическое давление больше атмосферного; вторая в зоне 1=1.. .4, где статическое дав- ление меньше атмосферного, и третья в зоне / =4.. .7,5, где давление близко или несколько выше атмосферного. В точке перехода от второй к третьей зоне имеет место точка отрыва потока. С целью выявления влияния работы подъемно-марше- вого двигателя на взаимодействие струй подъемных дви- гателей с набегающим внешним потоком были проведены эксперименты с отсосом воздуха через воздухозаборник подъемно-маршевого двигателя. Давление разрежения в районе горла воздухозаборника устанавливалось 4,9 кПа. Выявлено по результатам эксперимента, что наличие раз- режения в воздухозаборнике не оказывает заметного влия- ния на характер взаимодействия потоков. При работе подъ- емных двигателей на малом газе и отсутствии внешнего потока наблюдается большой заброс газов на вход в воз- духозаборник. Попадание горячих газов на вход в двигатель может быть уменьшено рядом мер, которые сводятся к следующему: 1) предотвращение попадания газов в заборники дви- гателей с помощью физических преград; 2) отклонение выхлопных струй от вертикального на- правления. В первом случае может быть использован способ «аэ- родинамического щита», заключающийся в том, что через ряд отверстий, расположенных по периметру входа в воз- духозаборник, продувается от периферии к центру воздух, отобранный за компрессором двигателя. Испытание уста- новки из двух подъемных двигателей показало, что выду- вание очень небольшого количества воздуха вперед (пер- пендикулярно к продольной оси самолета) по периметру заборника первого из двух двигателей уменьшает среднюю потерю тяги с 8 до 1 % и заброс температур в среднем с 25 до 5° С. Заметно уменьшаются местные пиковые значения тем- пературы в заборнике — с 50 до 10. . .7° С. При этом рас- ход выдуваемого воздуха (менее 1 %) вызывает очень ма- лые потери тяги двигателя. Представляется возможным использовать «механиче- ский щит» в виде створок из листового материала, обра- зующих барьер для горячих газов. Этот, щит располагается 256 под фюзеляжем, он выдвигается перед взлетом и посадкой, убирается в полете. При испытаниях с изменением направления струи было установлено, что отклонение струи назад на 10. . .20° не приводит к попаданию газов в воздухозаборник даже при неблагоприятной компоновке. Отклонение струи при взле- те может привести к траектории полета, наклоненной в на- чале под углом, приблизительно равным углу отклонения струи. Кроме того, в целях уменьшения попадания выхлопных газов на вход в двигатель рекомендуется не допускать ра- боту двигателей СВВП на режиме малого газа. Это зна- чит, что запуск и разгон двигателя необходимо произво- дить с соплами, отклоненными назад, до тех пор, пока са- молет не начнет двигаться вперед («катиться»), после чего сопла поворачиваются вниз и таким образом осуществля- ется взлет. В результате самолет находится в среде горя- чих выхлопных газов минимальное время. Для снижения засасывания горячих газов в воздухоза- борники необходимо восходящую пелену фонтана, натека- ющую снизу на фюзеляж, направить в боковых направле- ниях от фюзеляжа. При этом эти отклоненные потоки дол- жны обладать достаточно высокой энергией, чтобы удалить горячие газы на значительные расстояния от воздухоза- борников. Такое отклонение горячих газовых восходящих потоков возможно, если установить специальные щитки (экраны). Экспериментально установлено, что установка таких щитков является эффективным средством снижения температуры в воздухозаборниках СВВП указанной схемы. Повышение температуры в воздухозаборнике без щитков при высоте положения воздухозаборника Я//)э = 2. ..6 сос- тавляет 15. ..25° С. С увеличением расстояния H/DQ более б повышение температуры на входе в воздухозаборник не- прерывно снижается и на Я/Д,= 10 составляет менее 5° С. Установка на фюзеляже щитков с относительной длиной /Д)э = 5,4 и относительной шириной в//)э-=0,55 на высотах положения воздухозаборника H/D3 от 2 до 6 составляет ве- личину 2. ..3°С. Ширина щитков e/Z)3 = 0,55 достаточна для обеспечения потока под углом и в стороны от возду- хозаборников. При этом угол отклонения восходящей пеле- ны газового потока приближается к углу поверхности раз- дела потоков. Установка щитков в области входных сече- ний воздухозаборников не приводит к существенному снижению прироста температуры, потому что щитки в этом месте не изменяют структуру потока в окрестностях воз- 17 Зак. 869 257 духозаборника. Отрыв потока происходит сбоку, и пелена движется в сторону самолета по ветру. В этом случае по- ворачиваются значительно большие массы газовых струй по сравнению с лобовым потоком и увеличивается попада- ние газов в воздухозаборники. В этом случае отражающие щитки малоэффективны. Величина максимального прироста температуры и ско- рость набегающего лобового потока, начиная с которой не происходит попадание горячих газов на вход в воздухоза- борник, уменьшаются с увеличением расстояния положе- ния воздухозаборников над поверхностью площадки. Изучение имеющихся исследований по попаданию горя- чих газов выхлопных струй в воздухозаборник СВВП на режиме взлета, посадки и висения вблизи поверхности ВПП позволяет определить следующие пути уменьшения этого попадания. Целесообразно компоновать двигатели и их выходные устройства на самолете таким образом, чтобы при натека- нии выхлопных струй на ВПП образовался поперечный фонтанный поток. Отражающие щитки необходимо распо- лагать в нижней части фюзеляжа в месте удара фонтанно- го потока, чтобы отклонять его в боковых направлениях. Необходимо управление щитками для отклонения фонтан- ного потока при изменении режимов работы двигателей, углов тангажа самолета; воздухозаборники располагать как можно выше от поверхности ВПП; использовать дополнительные воздухозаборники при взлете и по- садке на верхних поверхностях самолета и скоростной на- пор впереди распространяющейся пристеночной струи подъемных двигателей. Одним из путей снижения попадания горячих газов в воздухозаборники является изменение направления тече- ния выходных струй в пристеночной зоне благодаря специ- альным отклоняющим устройствам на площадках. Г л а в а 4 ПОСАДКА КОРАБЕЛЬНЫХ САМОЛЕТОВ НА ПАЛУБУ КОРАБЛЯ Корабельные самолеты могут осуществлять посадку на палубу корабля, применяя аэрофинишер, или вертикаль- ную. Вариантом последней может быть посадка с неболь- шим качением (пробегом). 4.1. АЭРОФИНИШЕРНАЯ ПОСАДКА После взлета с палубы корабля и выполнения задания самолет возвращается на авианосец и производит посадку, используя различные посадочные средства. Всегда приме- няется схема посадки по левому кругу, позволяющая в слу- чае неудачной посадки (лромах аэрофинишера) или не- удачного захода на посадку, когда дается команда ухода на второй круг («отмашка»), отвернуть от осевой линии посадочной палубы авианосца и дать возможность произ- водить катапультные старты и посадки на аэрофинишер. Посадка на авианосец с применением аэрофинишера — это один из самых точных маневров для корабельной авиа- ции. Задача состоит в том, чтобы посадить самолет в пре- делах дистанции 30 м, т. е. в пределах расстояния от пер- вого до последнего троса аэрофинишера в заданных (до- пустимых) пределах вертикальной и горизонтальной ско- ростей, исходя из прочности конструкции самолета и аэ- рофинишера, в различных условиях погоды при наличии вихревых потоков над палубой корабля и при подходе к ней, 'бортовой, килевой и вертикальной качки палубы ко- рабля. Осуществляется посадка корабельных самолетов с по- мощью оптической системы и (или) автоматической систе- мы посадки. Когда самолет выполняет последний разворот маршру- та захода на посадку, летчик входит в оптическую глисса- ду, формируемую оптической системой посадки. На рис. П* -.. ... 259 4.1 показаны практическое применение оптической системы для различных типов самолетов, а также различные типы визуальной индикации, предусмотренные для летчика. Ес- ли самолет снижается по глиссаде с заданным углом на- клона траектории, то летчик видит красный огонь оптиче- ской системы в одном ряду с огнями зеленого горизонта. Вер 0с? т-1 ко" ьно* flflO* о№ над А- установка, заданного у г/га глиссады Ь- установка угла наклона . блока с линзами ] Желтый. Красный Зеленый горизонт »•••••[ [•»•••• •••••••••••••• ,Выиие~ гписсады „На глиссаде" ••••»• „Ни/к&'г* ••••*• •'сады 1UL ^>-V^\ 0е / е< 5лок, с линзами Рис. 4.1. Оптическая система посадки корабельных самолетов на палубу корабля Если самолет идет выше или ниже глиссады, то летчик видит красный огонь оптической системы соответственно выше или ниже зеленого горизонта. Самый нижний из пяти блоков — с линзами красного цвета, что обеспечивает лет- чику отчетливую индикацию опасного отклонения от глис- сады вниз, требующего немедленного корректирующего действия. Заданная глиссада (уголЛ) устанавливается по- воротом блока с линзами в вертикальной плоскости. Точка касания самолетного тормозного крюка палубы (а следо- вательно, высота прохода крюка над обрезом палубы) ос- 260 тается постоянной для всех самолетов, что достигается пу- тем изменения угла наклона блока с линзами в попереч- ной плоскости (угол В) для компенсации различных гео- метрических расстояний между летчиком и тормозным крюком у различных самолетов. Устройство стабилизации в оптической системе обеспечивает постоянство заданной глиссады относительно естественного горизонта за счет компенсации колебания палубы авианосца по тангажу и крену. При заходе на посадку на палубу авианосца применя- ется метод пилотирования по постоянной глиссаде ('посто- янному углу атаки). Положение РУД, подобранное в про- цессе снижения по глиссаде, сохраняется до касания па- лубы, когда может потребоваться полный газ, чтобы обес- печить необходимую тягу для ухода на второй круг. Воз- можность надежно выполнять этот точный тип посадки летчиком была повышена благодаря установке на всех сов- ременных палубных реактивных самолетах системы регу- лирования тяги при заходе на посадку, обычно называемой автоматом тяги. Автомат тяги, автоматически регулирую- щий воздушную скорость в заданных пределах (±3,7 км/ч в спокойном воздухе), дает возможность летчику сосредо- точивать больше внимания на выдерживании глиссады, а также на выходе в створ угловой палубы. Входными сиг- налами, поступающими в вычислитель автомата тяги, яв- ляются угол атаки, нормальная перегрузка, угол отклоне- ния стабилизатора или руля высоты. Ночью и в условиях полета по приборам для эффектив- ного и безопасного выполнения элементов посадки должны быть предусмотрены дополнительные средства обеспечения посадки. В настоящее время авианосцы оборудованы ав- томатическими системами посадки. Автоматическая систе- ма посадки имеет три основных режима работы. Режим 1 обеспечивает полностью автоматический заход на посадку в замкнутом контуре от входа в луч (захвата) РЛС систе- мы до касания. Заход на посадку в режиме 2 состоит в пилотировании самолета по индикатору в кабине, на кото- ром отображаются отклонения по вертикали и курсу от траектории захода, выдаваемые автоматической системой посадки. Режим 3 является ручным: заход на посадку выполняется летчиком по указаниям, передаваемым по ра- дио с пункта управления посадкой на авианосце. Автоматическая система посадки состоит, по существу, из поисковой РЛС слежения, вычислителя, наземной и бор- товой линий передачи данных, как показано на рис. 4.2. В 261 ND O> to Г РЛС ( Индикатор офицера, рукободителя посадкой S L Г 1 1 — • 1 1 1 1 Ч *s Система стабилизации Вычислитель . Линия передачи х> 1 , 1 ^ данные \ / ^ 1 1 | Корабельная система NTDS / \ . Основной индикатор для упрабления посадкой индикатор для управления посадкой Линия передачи данных САУ Абтомат тяг.и Мндикаторй! кабине 3 1 Н I I ___I | HUrfft Рис. 4.2. Автоматическая система посадки корабельных самолетов на палубу корабля вычислитель автоматической системы посадки поступают следующие входные сигналы: местоположение самолета (высота, дальность и курс) и движения авианосца (по тан- гажу, крену, рысканию и вертикальная качка для обеспе- чения стабилизированной глиссады). Вычислитель переда- ет команды на маневр самолета по тангажу и крену в за- висимости от вертикальных и боковых отклонений от за- данной глиссады посредством линии передачи данных ко- рабельной системы обработки и передачи информации о тактической обстановке NTDS. Эти командные сигналы принимаются бортовой частью линии передачи данных, ко- торая направляет их в бортовую автоматическую систему управления, осуществляющую необходимые изменения уг- лов тангажа и крена для вывода самолета на правильную глиссаду и курс. Необходима интеграция системы посадки с системой NTDS, так как эта же линия передачи данных при- меняется (в режиме разделения времени) и для автомати- ческих наведений на цель и бомбометания в процессе бое- вого полета самолета. В автоматическую систему посадки 'входит также устройство для выдерживания относительно постоянной скорости во время маневрирования при заходе. Посадки на аэрофинишер (рис. 4.3) выполняются при различных сочетаниях тормозящей силы аэрофинишера и отрицательного продольного ускорения самолета при не- благоприятных сочетаниях массы и боевой нагрузки. Эти режимы получаются как для симметричных, так и асиммет- ричных посадок. Предельно допустимое отклонение при асим- метричной посадке на аэрофинишер составляет 20% шири- ны аэрофинишера, что соответствует 6—6,7 м в зависимо- сти от типа аэрофинишера. Целью асимметричной посадки кроме определения конструктивной пригодности является определение ее влияния на характеристики боковой и пу- тевой устойчивости самолета на пробеге во время тормо- жения. Боковые и путевые колебания могут приводить к касанию подвешенного вооружения или консоли крыла о палубу с повреждением конструкции. Предельные асим- метричные режимы получаются сначала путем увеличения смещения от оси аэрофинишера приращениями по 1,5 м от первоначального смещения 3 м при постоянных нагруз- ках аэрофинишера и продольном отрицательном ускорении, пока не будет достигнуто 20% ширины, а затем увеличе- нием скорости захвата тормозным крюком самолета троса аэрофинишера до получения предельного по прочности 'конструкции самолета значения этой скорости. Кроме симметричных и несимметричных посадок на 263 аэрофинишер встречаются различные посадочные положе- ния самолета — по тангажу, крену и курсу — и различные скорости снижения, при которых может предположительно 'оказаться самолет во время посадок на авианосец. Воз- можны следующие типы посадок: посадка с креном и Рис. 4.3. Захват корабельным самолетом троса аэрофинишера при аэрофинишерной посадке скольжением; посадка с большой скоростью снижения со средним углом тангажа (с опущенной хвостовой частью и с опущенной носовой частью); захват троса аэрофинишера в воздухе (захват троса аэрофинишера до касания само- лета палубы). Статистические отклонения скорости снижения, угла крена и скорости захвата троса являются результатами анализа большого количества посадок на авианосец само- 264 летов различных типов в реальных эксплуатационных ус- ловиях. Вследствие трудности точного выдерживания угла кре- на (требует отклонения руля летчиком до самого призем- ления) и скорости снижения (летчик должен выдержи- вать заданную воздушную скорость и контролировать глис- саду, образуемую оптической системой) одновременно посадки выполняются на типичном угле крена от 3 до 5° при средней скорости снижения. Возможны условия мак- симальной скорости снижения при минимальном угле кре- на 5°. В реальных условиях посадок на авианосец возмож- ны сочетания различных углов крена и скоростей снижения также при угле скольжения до 5°. Выполняются посадки двух типов с различным сочетанием крена и скольжения— крен в том же направлении, что и скольжение, т. е. посад- ка в момент исправления направления по оси палубы, и крен в противоположном скольжению направлении, т. е. посадка с боковым ветром. Посадки с большой скоростью снижения выполняются при трех следующих различных пространственных положе- ниях самолета в продольном отношении: средний угол тан- гажа — угол тангажа, соответствующий балансировке самолета по траектории полета и воздушной скорости, кото- рые предположительно будут иметь место во время поса- док на авианосец; положительный угол тангажа — сред- ний угол тангажа плюс 6° с достаточным запасом по сва- ливанию (не более 0,9 сутах); отрицательный угол танга- жа — средний угол тангажа минус 6°. Неблагоприятной особенностью аэрофинишерной посад- ки является захват аэрофщшшера в воздухе, возникающий, когда летчик делает попытку выполнения запоздалого ухо- да на второй круг или исправления каких-либо ошибок увеличением положительного угла тангажа у самой палубы, при этом создается большой угол тангажа на малой ско- рости снижения и происходит захват троса аэрофинишера до приземления, как показано на рис. 2.15. В зависимости от геометрии шасси и тормозного крюка и центровки само- лета результирующая тормозящая сила может оказаться ниже центра тяжести, создавая значительный пикирующий момент. Скорость опускания носа самолета, которая ра- зовьется к моменту касания носовой стойкой шасси палу- бы, может привести к большим вертикальным скоростям в момент приземления и к большим нагрузкам на шасси, эквивалентным нагрузкам, испытываемым на посадочных -; ^ 265 режимах с большой скоростью снижения и отрицательным углом тангажа. Заход на посадку и посадка на авианосец зависят от со- ответствия системы летчик — планер — двигатель требуе- мым пилотажным качествам и летным 'характеристикам. Эти качества проявляются при различных вариантах уп- равления: управление с автоматическим регулированием тяги такое же, как и при ручном управлении, только уп- равление тягой осуществляется автоматом тяги; управле- ние посредством автоматической системы посадки на авиа- носец — полностью автоматическое управление всеми сис- темами управления полетом, включая автомат тяги. Кроме того, необходимо рассматривать возможность самолета по уходу на второй круг в случае неудачного за- хода на посадку или промаха аэрофинишера. На ручное управление летчиком всеми системами управления полетом (включая регулирование тяги) в процессе удерживания самолета на курсе в створе палубы и на глиссаде влияют различные летные характеристики и характеристики уп- равляемости самолета. Оценка самолета на посадочном ре- жиме при испытаниях исторически проводилась летчика- ми-испытателями качественно, что давало противоречивые результаты. Поэтому в последние годы для более точного определения количественных характеристик самолета при минимально допустимой воздушной скорости захода на по- садку с работающим двигателем были выработаны крите- рии, применяемые в испытаниях. Несмотря на то что кри- терии не все охватывают и могут меняться, хотя и незна- чительно, в зависимости от конкретной конструкции само- лета, они определяют воздушную скорость захода на посадку, исходя из некоторых важных характеристик. Кратко они могут быть представлены следующим образом: а) характеристики приемистости двигателя (2,5 с) от ре- жима тяги, соответствующего нормальному заходу на по- садку, до максимального режима с необходимым продоль- ным ускорением (5,5 км/ч/с). Этот критерий частично обес- печивает соответствующие требованиям характеристики ухода на второй круг; б) достаточный обзор летчику над носом самолета по- садочной площадки и визуальных посадочных средств при определенной дистанции до приземления. В этих условиях необходимо также либо обеспечить соответствующий за- зор между самолетом и палубой при приземлении, либо устанавливать устройство, поглощающее энергию, для предотвращения повреждения конструкции самолета; 266 •• •/ •• - - • . "-.. ; ••• -•-•'•:.-(. • ' ' г- -г-; в) скорость захода на посадку, составляющая не менее 110% скорости сваливания, для обеспечения летчику за- паса по безопасности в случае возникновения необходимо- сти уменьшения воздушной скорости, обусловленного ма- неврированием на глиссаде; г) возможность перехода на глиссаду, превышающую на 15 м первоначальную глиссаду, из установившегося ре- жима за определенный период времени (~5 с) при исполь- зовании только 50% располагаемой перегрузки и без из- менения первоначального установившегося режима тяги. Этот критерий обеспечивает возможность маневрирования на глиссаде только с помощью продольного управления. Еще одним важным фактором для оценки характерис- тик захода на посадку самолета являются характеристики продольной и поперечной управляемости. Эффективность, демпфирование и механические характеристики продоль- ного и поперечного управления должны быть такими, что- бы летчик мог производить точные изменения по тангажу и крену для координированного исправления ошибок по глиссаде и курсу. Устойчивость самолета по скорости — тяге или устой- чивость на траектории полета также является важным фактором для оценки характеристик захода на посадку самолета. Устойчивость на траектории полета, непосред- ственно связанная с кривой потребной тяги, представляет собой изменение угла наклона траектории полета в зави- симости от воздушной скорости. При этом воздушная ско- рость изменяется только посредством продольного управ- ления (постоянное положение РУД). Желательно, чтобы самолет обладал возможностью маневрирования на посто- янном режиме тяги при незначительных изменениях угла атаки и чтобы потребная тяга уменьшалась при увеличе- нии угла атаки и увеличивалась при его уменьшении. Это качество самолета дает летчику возможность вносить не- обходимые для получения требуемой глиссады исправле- ния с помощью продольного управления, исправлять угол атаки до требуемого для захода на посадку и затем подре- гулировать тягу изменением первоначального ошибочного положения РУД. Если другие характеристики самолета требуют, чтобы воздушная скорость захода на посадку лежала в области, где уменьшение воздушной скорости приводит к увеличе- нию потребной тяги, то необходимо, чтобы это увеличение, обусловленное увеличением лобового сопротивления, не было значительным. С точки зрения устойчивости самолета ,, .-..-. 267 •ч на траектории полета необходимо, чтобы при колебаниях (уменьшении) воздушной скорости в пределах 9 км/ч уве- личение лобового сопротивления не привело к увеличению градиента зависимости угла наклона траектории от воз- душной скорости более чем на 0,027°/км/ч. Кроме того, не- желательно, чтобы воздушная скорость захода на посадку лежала в области, где происходит незначительное измене- ние угла наклона траектории полета при изменении воз- ^ душной скорости в большом диапазоне. ,„ Как уже говорилось выше, автомат тяги облегчает лет- j чику задачу пилотирования по воздушной скорости — уг- лу атаки во время захода на посадку. Необходимо, чтобы входные сигналы изменения угла атаки (а), нормального ускорения (пу) и угла отклонения руля высоты (6В), посту- пающие в вычислительное устройство автомата тяги, были приведены в максимальное соответствие с конкретной сис- темой летчик — планер — двигатель. Вычислительное уст- ройство автомата тяги подает команды на изменения тяги АР в зависимости от коэффициентов усиления К и посто- янных времени т различных входных сигналов. Сигнал ошибки по углу атаки состоит из трех отдель- ных членов. Первый член меняет тягу с темпом, пропорциональ- ным ошибке в угле атаки, для компенсирования любого изменения угла наклона траектории полета. Второй член меняет тягу прямо пропорционально ошибке по углу атаки для сохранения постоянства воздушной скорости при изме- нении лобового сопротивления от изменения угла атаки. Третий член также прямо пропорционален ошибке по углу атаки, изменяет режим тяги для коррекции ошибки по воздушной скорости. Член нормального ускорения ком- пенсирует отклонение от установившегося режима полета (приращение перегрузки). Член угла отклонения руля высоты обеспечивает изменения тяги, пропорциональные отклонению летчиком ручки управления в продольном от- ношении для компенсации аэродинамического запаздыва- ния между командным сигналом летчика и изменением уг- ла атаки. Предварительные коэффициенты усиления и постоянные времени в уравнениях автомата тяги получаются посред- ством моделирования на ЭВМ до береговых испытаний. 'Характеристики автомата тяги оцениваются с точки зре- ния его способности выдерживать требуемые угол атаки и воздушную скорость в процессе маневрирования на глисса- де и по курсу. Как правило, требуется последующая моди- 268 фикация первоначального уравнения автомата тяги для получения удовлетворительных характеристик. Если во время береговых испытаний получены удовлетворительные характеристики автомата тяги, то проводятся испытания в условиях авианосца в целях определения влияния спутной струи (завихрения) за авианосцем на характеристики авто- мата тяги во время как незначительных, так и больших ошибок относительно глиссады и по курсу. Различные ко- 'эффициенты усиления и постоянные времени, создаваемые электрическими средствами, меняются по мере надобности для получения удовлетворительных характеристик. Веро- ятно, самым важным параметром автомата тяги является член, учитывающий отклонения руля высоты, поскольку именно он исключает время запаздывания изменения угла атаки при отклонении руля высоты. Установлено, что бла- годаря введению сравнительно меньшей постоянной вре- мени (высокая частотная характеристика) можно обеспе- чить лучшие характеристики автомата тяги и что эта пос- тоянная времени должна быть меньше при увеличении уг- ла тангажа, чем при его уменьшении. Эта характеристика дает летчику возможность эффективно корректировать по- ложение самолета при отклонениях от глиссады вниз быст- рым увеличением тяги в момент взятия ручки управления на себя и задержкой уменьшения тяги в том случае, когда летчик отдает ручку, чтобы прекратить изменение тангажа. Предотвращение чрезмерного уменьшения тяги помогает системе летчик — самолет — автомат тяги успешно справ- ляться с исправлением значительных отклонений от глис- сады при прохождении воздушной ямы, создаваемой за- вихрением непосредственно за авианосцем. Конечным ре- зультатом является то, что продольное управление эффек- тивно меняет тягу при выполнении коррекций траектории, требующих увеличения угла атаки, и неэффективно меняет 'тягу при выполнении коррекций траектории, требующих уменьшения угла атаки, что приводит к тому, что не откло- нение ручки от себя, а уменьшение угла атаки становится основным параметром, регулирующим уменьшение тяги. Турбулентность за авианосцем требует, как правило, сравнительно низкого коэффициента усиления и большой постоянной времени в канале угла атаки. Когда самолет проходит зону завихрения, происходят беспорядочные и не- желательные изменения угла атаки, вызывающие необхо- димость слишком частых перемещений РУД. Следователь- но, коэффициенты усиления и постоянные времени в ка- нале угла атаки являются компромиссом между требуемы- 269 ми высоким коэффициентом усиления — малой постоянной времени для пилотирования по глиссаде в спокойной ат- мосфере и коэффициентом усиления (постоянной времени), потребным для обеспечения соответствующего перемеще- ния РУД. Параметры угла атаки и нормального ускорения ока- зывают противоположное влияние на выходные сигналы вычислительного устройства автомата тяги и сами по се- бе обеспечивают демпфирование любого колебательного движения, которое может возникать в процессе маневри- рования на глиссаде. Например, во время коррекции с опусканием носа (отдача ручки от себя) уменьшение угла атаки вызывает уменьшение тяги, а уменьшение нормаль- ного ускорения вызывает увеличение тяги. Как указывалось выше, автоматическая система посад- ки на авианосец при работе в замкнутом контуре обеспе- чивает полностью автоматический заход на посадку от мо- мента входа в луч РЛС до приземления посредством уп- равления по углам тангажа и крена самолета в зависимо- сти от отклонений от глиссады и курса как в вертикальной, так и в горизонтальной плоскости. Изменения угла танга- жа и крена осуществляются системой автоматического управления, а управление воздушной скоростью во время маневрирования — автоматом тяги. Поэтому необходимы достаточно удовлетворительные собственные частотные ха- рактеристики самолета при наличии системы автоматиче- ского управления для получения удовлетворительных час- тотных характеристик при работе в замкнутом контуре с реализацией уравнений управления автоматической систе- мы посадки. Собственные частоты продольных и попереч- ных колебаний самолета и коэффициенты демпфирования при разомкнутом контуре определяются путем измерения реакции самолета на ступенчатые команды по тангажу и крену и синусоидальные команды при различных частотах. «Потребное» демпфирование представляет собой компро- мисс между плохими вертикальными частотными характе- ристиками на глиссаде, которые дает система со слишком высокой степенью демпфирования, и плохими вертикаль- ными частотными характеристиками на глиссаде, которые дает система со слабой степенью демпфирования. Эти ха- рактеристики замкнутого контура определяются у само- лета, управляемого автоматической системой посадки, та- ким же образом, как и характеристики в незамкнутом 'контуре. После получения удовлетворительных частотных харак- 270 . : . .. ..... . . . • -.•-• -••:•• .' - :....... .' , • -.. : . теристик в замкнутом контуре выполняются береговые по- садки для оценки приемлемости условий пилотирования по глиссаде и условий приземления самолета (например, про- странственные положения и скорости изменения парамет- ров) в пределах допустимой зоны приземления на палубу. Имеет место определенная область разброса характери- стик в контуре самолет — автоматическая система посадки при снижении по глиссаде и разброса точек приземления в различных условиях работы на авианосце от неподвиж- ной палубы и средней скорости воздушного потока над па- лубой 45—65 км/ч до значительной качки палубы и скоро- сти воздушного потока более 74 км/ч. Результаты оценок показали, что интенсивная турбу- лентность, сопровождающая качку палубы, и сильный воз- душный поток могут приводить к неудовлетворительным характеристикам управления в контуре самолет — авто- матическая система посадки. Независимо от типа управления самолетом (т. е. руч- ного, посредством автомата тяги или по автоматической 'системе захода на посадку), применяемого в процессе за- хода на посадку, как правило, требуется выполнение ма- невра ухода на второй круг в критической ситуации захо- да на посадку, возникающей, когда самолет приближается к авианосцу при неблагоприятном пространственном поло- жении, воздушной скорости и (или) скорости снижения. Критичность ухода на второй круг зависит от потери вы- соты, затрачиваемого времени и управляемости самолета 'в процессе выполнения маневра по уходу из неблагоприят- ного положения. Для минимизации работы ручкой управле- ния идеальной техникой пилотирования были бы вывод двигателя на максимальный режим тяги и выдерживание постоянного угла тангажа до выхода в горизонтальный по- лет. Однако недостаточно удовлетворительные характери- стики самолетов до настоящего времени исключали при- менение этого метода. Как правило, уходы на второй круг выполняются при различных воздушных скоростях (требуемая воздушная скорость захода на посадку ±18,5 км/ч) и скоростях сни- жения (средняя скорость снижения ±3 м/с) посредством применения техники пилотирования, предполагающей вы- вод двигателя на максимальный режим, выдерживание по- стоянным угла атаки, который был при заходе на посадку, и определения потери высоты и соответствующего времени, потребного для выхода в горизонтальный полет. Если же требуется улучшение характеристик ухода на второй круг, л. 271 может применяться менее желательная техника пилотиро- вания, предполагающая увеличение углов атаки самолета при уходе по сравнению со значением, которое было при заходе на посадку. Эта техника пилотирования имеет не- достатки, поскольку приводит к непреднамеренному захва- ту троса аэрофинишера в воздухе (до касания палубы) и требует, чтобы летчик выполнял маневры на углах атаки, близких к углу атаки, на котором уже могут появиться трудности в пилотировании. Результаты испытаний, полученные на различных типах самолетов, показали, что характеристики ухода на второй круг будут удовлетворительными в том случае, если будут удовлетворены следующие критерии, полученные в процес- се выполнения ухода на второй круг при заходе на посад- ку на требуемом угле атаки: потеря высоты не более 6 м; время выхода в горизонтальный полет не более 2,5 с при продольном ускорении 5,55 км/ч/с при температуре воздуха 32° С; управляемые изменения угла тангажа самолета не более +5°. Еще одной важной особенностью посадки корабельных самолетов является поведение самолета при незахвате аэ- рофинишера. Хотя техника пилотирования при нормальной посадке предполагает выход на максимальный режим тяги при приземлении, маневр ухода при незахвате аэрофини- 'шера может оказаться критическим при предельных усло- виях окружающей среды (слабый воздушный поток над 'палубой и высокая температура воздуха) и режимах само- лета (передняя центровка и воздушная скорость ниже оп- тимальной при заходе на посадку), обусловливающих не- достаточно удовлетворительные аэродинамические и лет- ные характеристики для предотвращения опасной просад- ки самолета за обрезом угловой палубы. Максимально допустимое расстояние, на котором будет происходить про- садка, зависит от размеров самолета (критическим явля- ется зазор между самолетом и кораблем), но не должна превышать 3 м. 4.2. ВЕРТИКАЛЬНАЯ ПОСАДКА Командования ВМС, в первую очередь США и Велико- британии, форсируя наращивание боевой мощи флотов, "большое внимание уделяют развитию палубной авиации, в частности совершенствованию самолетов с вертикальным или укороченным взлетом и посадкой типа «Харриер», созданию новых средств обеспечения их полетов. 272 Как подчеркивается в зарубежной печати, в американ- ских ВМС «Харриер» базируются на универсальные де- сантные корабли типа «Тарава» и десантные вертолетонос- цы «Иводзима», а в английских ВМС — на противолодоч- ные авианосцы типа «Инвинсибл». Хотя летчики этих са- молетов считаются достаточно опытными, однако, по дан- ным иностранной прессы, нередки случаи аварий во время полетов, прежде всего на этапе посадки на палубу кораб- ля ночью. Специалисты морской авиации США отмечают, что бе- зопасность полетов на самолетах типа «Харриер» обеспе- чивается не только высокой профессиональной подготов- кой летчиков, но и в значительной мере совершенством ко- рабельной светотехнической системы визуальной посадки. Поэтому вопросу ее развития придается особое значение. В зарубежной печати отмечается, что светотехническая система, имевшаяся на десантных кораблях, не обеспечи- вает безопасность ночных полетов самолета типа «Харри- <е.р». Отмечается также, что установленная на авианосцах светотехническая система посадки самолетов с помощью светового луча, образующего глиссаду планирования, не отвечает требованиям безопасности полетов самолетов. Объясняется это следующими причинами. Во-первых, летчику сложно удержать самолет с вер- тикальным или укороченным взлетом и посадкой на задан- ной глиссаде планирования в момент перехода от управле- ния им по приборам к визуальному, особенно при тормо- жении самолета на расстоянии примерно 1500 м от ко- рабля. Во-вторых, на участке планирования (в 13—15 км от корабля) самолет летит в переходном режиме, когда соп- ла двигателя повернуты вниз. При этом большая часть массы самолета поддерживается за счет тяги двигателя, а не подъемной силой крыла, и даже незначительное изме- нение оборотов ротора двигателя приводит к отклонению траектории полета от заданной глиссады. Летчику прихо- дится активно работать ручкой управления, чтобы удер- живать самолет в узком луче глиссады планирования, что является трудной задачей. В-третьих, на дальности около 2 км от авианосца откло- нение сопел двигателя вниз на 40—80° сопровождается на- бором высоты и, как следствие, выходом самолета из глис- сады. Уменьшение же числа оборотов ротора, как это делается на обычных самолетах, приводит к его провалива- 18 Зак. 869 273 нию за пределы нижней границы луча глиссады планиро- вания. Чтобы выйти на глиссаду вновь, необходимо значи- тельно увеличить обороты ротора двигателя. Таким обра- зом, попытки летчика удержать самолет на глиссаде пла- нирования вызывают весьма нежелательные изменения уг- ла атаки. Считается также, что и система освещения палубы авианосца не обеспечивает безопасного подхода, зависа- ния и посадки в ночных условиях. Как указывается в за- падной печати, до 1980,года основными средствами ночной посадки на корабль были: навигационная система ТАКАН, посадочная РЛС, линзы Френеля, габаритные огни кораб- ля и средства освещения палубы. Ночные полеты на само- летах «Харриер» выполнялись только в простых гидроме- теорологических условиях при достаточном количестве топ- лива в баках и наличии запасного берегового аэродрома. Английские специалисты предложили к испытанию на противолодочном авианосце «Гермес» новую светотехниче- скую систему ночной посадки, после чего она была уста- новлена на американском универсальном десантном кораб- ле «Тарава» для дальнейшей оценки. По данным зарубеж- ной прессы, она состоит из четырех элементов: индикатора горизонтального захода по глиссаде НАР1, проблескового индикатора захода на посадку PCOLS, индикатора поло- жения самолета в режиме висения НР1, комплекта натрие- вых светильников. Система облегчает летчику пилотирова- ние самолета на различных этапах захода на посадку но- чью и днем как в простых, так и в сложных гидрометеоро- логических условиях. Двухцветный индикатор горизонтального захода на глиссаду (НАР1) показывает летчику местонахождение самолета относительно оптимальной глиссады планирова- ния. Он состоит из двух огней большой интенсивности, рас- положенных по левому борту корабля на расстоянии 91,5м друг от друга, каждый из которых стабилизирован по кач- ке и разделен по высоте линзами Френеля на две равные части (красный — внизу и белый — наверху). Если летчик будет входить в зону действия огней ниже заданной глис- сады, то он увидит, красный огонь над красным, если же поднимется выше глиссады, то белый над белым. При по- лете точно по глиссаде, угол которой составляет 2,1°, лет- чик будет видеть красный огонь над белым (рис. 4.4). В ясную погоду огни НАР1 заметны на расстоянии до 15 км и служат дополнительным ориентиром для захода по курсу посадки. 274 -,.-.- :.-:• ; -. .-,-- •.•••-. '' -.;• • >•,:--.,- ••« --. --.•• Проблесковый индикатор захода на посадку (PCOLS, рис. 4.5) кроме постоянных красного и белого огней (как у НАР1) имеет дополнительные красный и белый проблес- Положение огней НАР1, дидипых летчикоп при заходе на посадку 15кп йальносто действия огней PCOLS О-5елыи %-Крас ный Рис. 4.4. Оптическая система посадки самолетов вертикального взлета и посадки на палубу корабля ковые (соответственно на нижней и верхней границах за- данной глиссады с углом около 2,8°). Если огни, расположенные на задней части надстрой- ки, стабилизированы по качке, то их видно в пределах 5 км от корабля. Если самолет будет входить в глиссаду снизу, то летчик увидит красный проблесковый огонь, вы- Огни НР1 Огни PCOLS, видипые петииноп \ Огни Посадка Визуально на осбеи+енную пал иди с углоп тангажа /,5° '^^SffO^-^ ^ -- '-—' 2,3км -^Г- - - --------- * 3. 7км '--'. ^7 .. Летчик переводит бнляд на НР1 Летчик передадим Взгляд на POOLS Q-Ьельш Ъ-Краснош:&--5епыи проблесковый-]*--Кроеный проблесковый Рис. 4.5. Проблесковый индикатор захода на посадку корабельным сввп 18* 275 ше глиссады — белый проблесковый, находясь на глисса- де, он будет наблюдать постоянный красный или белый огонь, что означает в общем хороший заход, но с неболь- шим принижением или превышением оптимальной оси глиссады планирования. Индикатор положения самолета в режиме висения (НР1) установлен в кормовой части надстройки, и летчик может видеть его с расстояния около 500 м до момента посадки в заданную точку полетной палубы. Индикатор стабилизирован и помогает летчику ночью определять от- носительную скорость перемещения самолета в трех плос- костях. В «его входят восемь огней, четыре из которых расположены вертикально один над другим (два верхних белого цвета, а два нижних желтого). Расстояние между ними 46 см. Вертикальный ряд огней пересекается гори- зонтальным, состоящим из трех зеленых, удаленных друг от друга на 75 см. Восьмой (ориентирный) огонь красного цвета выдвинут от вертикального ряда огней в сторону кормы на специальной штанге, направленной под углом 230° к диаметральной плоскости корабля. Эта группа ог- ней, расположенных в трех плоскостях, помогает летчику ночью лучше ориентироваться в пространстве на заверша- ющем этапе посадки и определять оптимальную высоту висения. Считается, что знание скорости, с которой огни перемещаются относительно друг друга при снижении, наборе высоты или приближении к ним, значительно об- легчает управление самолетом с момента зависания и до завершения посадки на палубу. Комплект натриевых ламп является неотъемлемой ча- стью всей светотехнической системы и, по мнению запад- ных специалистов, значительно повышает ее эффектив- ность. Они расположены на верхней палубе так, чтобы ос- вещать место посадки, островную надстройку корабля и кормовой срез ровным светом, не ослепляющим летчика и до минимума снижающим количество теней. Эти лампы не оказывают отрицательного воздействия на другие эле- менты светотехнической системы визуальной посадки и дают летчику возможность трехмерного восприятия кораб- ля с расстояния 900 м, на котором наиболее вероятна по- теря летчиком пространственной ориентировки. Считает- ся, что правильное определение размеров и перспективы корабля на критических этапах лолета (режимы торможе- ния и висения) является залогом безопасной посадки в ночных условиях. По данным американской печати, посадка самолета 276 «Харриер» в ночных условиях происходит следующим об- \ разом. I Заход на посадочный курс осуществляется по навига- | ционной системе ТАКАН и командам диспетчера посадоч- < ной РЛС. На удалении около 15 км при хорошей видимо- j сти летчик наблюдает огни индикатора НАР1 и входит в i глиссаду на высоте около 550 м, стараясь пилотировать ^ самолет таким образом, чтобы все время видеть красный ] огонь над белым. Скорость полета выдерживается в пре- j делах 400. . .450 км/ч. \ Если летчик будет вести самолет точно по глиссаде, то j на расстоянии около 5 км от корабля увидит красный про- \ блесковый огонь PCOLS. На дальности 4 км он переводит 1 взгляд с индикатора НАР1 на PCOLS и при угле тангажа j 8° начинает торможение путем поворота сопел двигателя | на 40. . .80° вниз. Самолет резко набирает высоту и входит \ в другую глиссаду, образованную огнями PCOLS. Ско- 1 рость постепенно снижается до 150. . .200 км/ч. Летчик | стремится удержать самолет на глиссаде таким образом, I чтобы видеть красный или белый огонь постоянного свече- I ния, не допуская при этом «проваливания» самолета и вы- } хода его из оптимальной глиссады планирования. Когда 1 полет станет устойчивым, двигатель следует перевести на { такой режим работы, чтобы скорость снижения составляла j около 2 м/с. I На дальности почти 500 м от корабля летчик переводит .) взгляд на огни индикатора НР1 и снижается до высоты | около 45 м, пока отчетливо не увидит освещенный корабль, j Затем, ориентируясь визуально с помощью огней индикато- } pa HP1, он переводит самолет в режим устойчивого висе- j ния и при угле тангажа 7,5° выполняет посадку. | По сведениям прессы, несмотря на проведенные рабо- ] ты по совершенствованию основных элементов светотехни- ] ческой системы визуальной посадки самолетов типа «Хар- I риер» ночью на десантном корабле «Тарава», она еще не | может быть признана совершенной, отвечающей требова- j ниям безопасности полетов, особенно в сложных метеоре- • логических условиях. Работы по ее совершенствованию j продолжаются. ; При применении самолетов вертикального взлета и по- | садки с кораблей, в особенности небольших кораблей типа j эсминец, может возникнуть ряд серьезных технических за- дач, связанных со сложным характером движения палубы корабля и его влиянием на изменение подъемной силы 277 • СВВП, возмущающих моментов и в результате на его ус- тойчивость и управляемость. При висении самолета вблизи палубы корабля и слож- ных пространственных движениях палубы (по вертикали, кормовой и бортовой качке) меняется геометрическое по- ложение самолета относительно палубы, а это вызывает изменение 'подсасывающих эффектов на различных частях самолета, воздействие фонтана. Для выяснения особенно- стей воздействия реактивных струй на самолет при качаю- щейся палубе в США проведены экспериментальные иссле- дования этих эффектов на моделях при различном харак- тере движения палубы корабля. Исследования проводи- лись с использованием моделей самолетов дозвуковой и сверхзвуковой компоновки. При исследованиях имитирова- лись килевая, бортовая качки и вертикальные колебания палубы корабля. Испытания проводились в диапазоне ам- плитуд и частот, соответствующих качке корабля типа эс- минец при умеренном и бурном состоянии моря (3.. .5 бал- лов). Силы и моменты, действующие на модели самолетов, замерялись шестикомпонентными весами. Смоделирована амплитуда и частота колебаний палубы. Масштабный ко- эффициент амплитуды колебаний ~0,05, а частот колеба- ний — обратно пропорционален масштабному коэффици- енту геометрических размеров модели и отношению натур- ной скорости потока к модельной скорости потока. Напри- мер, натурная частота колебаний палубы 1/8 Гц типична для бортовой качки и требует частоты колебаний 2,2 Гц на модели. Движения лалубы имитируются с помощью синусои- дального закона движения волн. На рис. 4.6 представлен Н,м 1,5 г 7- W 0,5 О -0,5 -1 -1,5 Рис. 4.6. Характер изменения бортовой качки и качки по высоте корабля типа эсминец: / — по высоте; 2 — по углу у 278 - .--.-• • • , .-..-•• ..- ., , .. -.. ..,.<-, -, • /- характер изменения бортовой качки и качки по высоте ко- рабля типа эсминец. При проведении исследований исполь- зованы две модели дозвукового СВВП с тремя реактивными соплами: одна объемная, а другая плоская, имитирую- щие самолет вертикального взлета и посадки с тремя вен- тиляторами (рис. 4.7). Один подъемный вентилятор 1 рас- j Ф& Рис. 4.7. Модель дозвукового СВВП с тремя реактивными соплами для исследований характера воздействия выходных струй при наличии качки корабля: / — подъемный вентилятор; 2 — подъемно-маршевые вентиляторы положен в носовой части самолета и два подъемно-марше- вых 2 расположены над задними частями крыльев у фюзе- ляжа. Была также исследована модель сверхзвукового са- молета (рис. 4.8). Эта модель представляет собой плоскую контурную модель с объемной нижней частью фюзеляжа. В этой модели два подъемно-маршевых двигателя 1 и 2 с поворотными соплами в хвостовой части и один подъем- ный вентилятор — в центральной части фюзеляжа. При фиксированном (неподвижном) положении палу- бы корабля зависимость изменения подъемной силы '(ДУ/Р) от относительной высоты положения модели само- ...... . .. . . .,. . v'f ••>'.'• . 279 _Q_ Рис. 4.8. Модель сверхзвукового СВВП: 1, 2 — подъемно-маршевые двигатели с поворотными соплами лета над поверхностью взлетно-посадочной площадки (Н/ОЭ} приведена на рис. 4.9. Здесь Д, — эквивалентный диаметр всех выходных сопел двигателей, т. е. диаметр одного сопла, площадь выходного сечения которого равна сумме площадей выходных сечений трех сопел. На этом -ОМ Рис. 4.9. Зависимость изменения подъемной силы СВВП от относи- тельной высоты положения самолета при неподвижной палубе корабля 280 рисунке нанесены точки, которые указывают на хорошую повторяемость результатов. Эта зависимость служит исход- ной для сравнения с результатами, получаемыми при дви- жении палубы. Как видно из рис. 4.9, вблизи палубы на высоте, близкой к высоте шасси, подсасывающий эффект растекающихся выходных струй дает снижение подъемной силы приблизительно на 3% вертикальной тяги силовой ус- тановки. По мере достижения высоты, равной двум экви- валентным диаметрам сопел, отношение прироста подъем- ной силы к исходной тяге силовой установки возрастает на 1,5% вследствие действия фонтана, образующегося в результате взаимодействия выхлопных струй. На удалении от поверхности площадки фонтан не действует, а поэтому 'имеет место лишь минимальная потеря подъемной силы вследствие подсасывания выходных струй, равная 0,5%. Относительные силы действия фонтана и подсасывания могут быть оценены с помощью испытаний модели нижней 'части, состоящей из части фюзеляжа, ограниченной тремя соплами. Поскольку фонтан, действующий на самолет, концент- рируется именно в этой области, образующаяся подъемная сила, измеряемая в этой области, характеризует силу воз- действия фонтана. Силы действия подсасывания можно вычислить путем вычитания силы фонтана, измеренной в нижней части фюзеляжа, из полной подъемной силы, изме- ренной на целой модели. Легко показать, что эта трехсопловая схема создает умеренный фонтан, увеличивающий подъемную силу при- 'близительно на 5% на высоте, равной 1,5 диаметра сопла. Расчетное значение силы действия подсасывания на этой высоте равно 4%. В результате имеем суммарный прирост подъемной силы в 1%. Изменение коэффициента момента тангажа объемной дозвуковой модели показано на рис. 4.10 в функции угла килевого наклона палубы. Вблизи палубы пикирующий момент сильно зависит от угла килевого наклона. Это свя- зано с усилением воздействия подсасывания вблизи двух задних сопел. На высоте, близкой к высоте шасси (H/Dd = = 0,8), это увеличенное подсасывание в хвостовой части приводит к появлению отрицательного или пикирующего момента тангажа. На высоте, соответствующей максимальной силе фон- тана (Я/Д, = 2), отрицательный угол наклона палубы при- водит к изменению момента тангажа с положительного на отрицательный. Вероятно, это имеет место вследствие под- 281 сасывания в носовой части и перемещения назад точки воз- действия фонтана. При Н/ОЭ свыше 5 чувствительность к углу наклона палубы незначительна. -16 Рис. 4.10. Зависимость изменения коэффициента момента тангажа от угла а килевого наклона палубы корабля Как показано на рис. 4.11, вблизи палубы индуцирован-- ная подъемная сила и коэффициент момента крена значи- тельно меняются в зависимости от угла крена палубы. Значительные потери подъемной силы имеют место при уг- лах крена, больших 2°. Это связано с потерями подъемной силы фонтана при смещении его вбок, к палубе, а также с увеличением подсасывания под ближним к палубе кры- лом. Потери подъемной силы сопровождаются дестабили- зирующим моментом крена, имеющим то же происхожде- ние. Так же как и в случае угла продольного наклона, влияние угла крена палубы незначительно на высотах, больших пяти диаметров сопла. Для определения степени подобия модели для исследо- вания аэродинамических индуцированных эффектов дозву- ковая конфигурация была испытана в виде: полностью объемной 3 модели, полуобъемной 2 модели с объемной нижней частью фюзеляжа и с хвостовым оперением и про- стой плоской / контурной модели с хвостовым оперением. Результаты, приведенные на рис. 4.12, иллюстрируют влия- ние формы фюзеляжа. Плоская контурная модель имеет заметно большие значения прироста подъемной силы вбли- зи палубы, хотя максимума подъемная сила достигает при- мерно на той же высоте. 282 V •' '..Л - ' .- -,- • . : V .- -.: Ч-:"" . - . ' . ' а т -0,006 -0,00В Рис. 4.11. Зависимость изменения подъемной силы (а) и коэффициента момента ирена (б) от угла у бортового наклона палубы корабля 283 Характеристики полностью объемной модели, снятые в области приложения силы фонтана, показали, что подъем- ная сила фонтана заметно меньше, чем у плоской модели. Данные полуобъемной модели хорошо согласуются с дан- ными объемной модели до высоты, равной 1,5 диаметра сопла, ниже этой высоты полуобъемная модель обладает Рис. 4.12. Зависимость изменения подъемной силы от относительной высоты положения СВВП над палубой корабля при различных формах 'исследуемых моделей приростом подъемной силы на 1,5—2% больше. Более вы- сокая подъемная сила связана с большей силой фонтана на плоской поверхности удлинительной части фюзеляжа, лспользуемой для имитации хвостовой части. Влияние формы верхней части фюзеляжа очень мало. Сила фонтана может быть эффективно увеличена путем установки приспособления для увеличения подъемной си- лы на нижней поверхности фюзеляжа, как это сделано на самолете AV-8B «Харриер». В ходе данных испытаний бы- ла использована трехщитковая система увеличения подъ- емной силы. Результаты ее влияния на величину подъем- ной силы показаны на рис. 4.13. Система увеличения подъемной силы фиксирует поток фонтана и отклоняет его вниз, увеличивая подъемную си- лу до высоты H{Dd = 2. Вблизи палубы, где подъемная си- ла имеет для самолета ВВП особое значение, система уве- личения подъемной силы значительно повышает подъем- -284 -0,12 -16 Рис. 4.13. Изменение подъемной силы при различных углах крена палу- бы корабля: t — с устройством увеличения подъемной силы; 2 — без устройства увеличения подъемной силы -0,012 Рис. 4.14. Изменение коэффициента момента крена при различных углах крена палубы корабля: / — без устройства увеличения подъемной силы; 2 — с устройством увеличения подъемной силы 285 ную силу — более чем на 10%. Эта дополнительная подъ- емная сила может быть использована для ускорения само- лета в области влияния площадки, а также для противо- действия таким отрицательным эффектам, как засасывание выхлопных газов. дУ о 1 Рис. 4.15. Влияние вертикальной качки палубы корабля на величину подъемной силы СВВП Приспособления для увеличения подъемной силы эф- фективны !при больших углах крена палубы, как показано на рис. 4.14. На высоте, немного превышающей высоту шасси, индуцированная подъемная сила остается положи- тельной до угла крена, равного 8°, хотя и снижается при этом, что говорит о том, что ширина системы увеличения подъемной силы достаточна для фиксации значительной части фонтана. Однако моменту крена самолета противо- действует воздействие фонтана на продольные щитки. Влияние вертикальной качки палубы на воз- никающую подъемную силу объемной дозвуковой модели показано на рис. 4.15. Амплитуда вертикальной качки бы- ла равна 1,5 Д, при двух колебаниях в секунду при ней- тральной точке, расположенной на высоте, соответствую- щей максимальной индуцированной подъемной силе (ЯД)Э=2). Таким образом, высота модели над палубой си- нусоидально изменяется от Я//)э = 0,5 до Я/Д, = 3,5. Изме- нения подъемной силы имеют сложную периодическую форму и обладают хорошей повторяемостью. 286 : ..,...,. На высоте, равной высоте шасси Я/Д,=0,7, потеря подъемной силы равна 3% исходной тяги в земных стати- ческих условиях. По мере удаления модели от палубы ин- дуцированная подъемная сила достигает максимума ///?)э=2, а затем немного снижается по мере приближения к Я/Д, = 3,5. Однако по мере приближения палубы к моде- ли максимальная подъемная сила на 2% выше при Я/Д) = 2, чем при удалении палубы. Это связано с компрессией или появлением «эффекта подушки» от фонтана вследствие н 1 Рис. 4.16. Влияние вертикальной качки палубы корабля на величину подъемной силы для плоской модели СВВП скорости движения палубы (максимальная скорость дви- жения палубы приблизительно равна 1,9 м/с). Испытания проводились и при других частотах вертикальной качки палубы для измерения различий в индуцируемой подъем- ной силе, связанных с изменениями скорости движения палубы и результирующего компрессионного эффекта фон- тана. Модель нижней части самолета 'позволяет отдельно оценить влияние вертикальной качки на силу фонтана. При испытаниях модели нижней части, так же как и в случае объемной модели, сила фонтана увеличивалась по мере 'приближения палубы. Эти результаты, показанные на рис. 4.16, подтверждают гипотезу, что увеличение подъем- ной силы связано в первую очередь с фонтаном. Бортовая качка палубы является движением, имеющим наибольшую частоту и амплитуду, которое поэтому может иметь наибольшее влияние на боевое применение самолета ВВП. Например, корабль класса эс- " 287 минец в условиях бурного моря имеет бортовую качку при- мерно ±10Р при полном периоде колебаний, равном 8 с. Килевая качка палубы достигает всего ±2°. Однако в дан- ном случае изучались равные амплитуды качки бор- товой и килевой, поскольку было принято, что самолет к: 10 о 1 г з 4 t,c Рис. 4.17. Влияние бортовой качки палубы корабля на величину подъ- емной силы .и коэффициента момента крена СВВП ВВП должен садиться и взлетать при любой ориентации относительно палубы. Изменения индуцированной подъемной силы и момен- тов крена дозвуковой модели в результате бортовой качки с амплитудой ±10° на высоте Я/Д, = 2 представлены на рис. 4.17. При бортовой качке имеет место значительная потеря подъемной силы вследствие уменьшения подъемной силы фонтана, как было объяснено выше на основе ре- зультатов, полученных при фиксированных углах наклона 288 Ч ••:i ••*«! палубы. Как и в статических условиях, потеря подъемной силы сопровождалась дестабилизирующим моментом кре- на. При динамических испытаниях точка отражения фон- тана колеблется от одного крыла к другому. Изменения индуцированной подъемной силы и момента тангажа при килевой качке с амплитудой ±10° пред- ставлены на рис. 4.18. В соответствии с данными, получен- 0 Рис. 4.18. Влияние килевой качки палубы корабля на величину подъ- емной силы и продольный момент СВВП ными при фиксированных углах наклона палубы (рис. 4.10), потери подъемной силы очевидны при положитель- ных углах килевого наклона палубы. Момент тангажа ста- новится более отрицательным (пикирующим) при отрица- тельных углах наклона палубы, возможно, вследствие уве- личения подсасывания в носовой части и смещения фонта- на назад. Динамические данные, однако, указывают на бо- лее отрицательный момент тангажа, чем при статических данных. При положительных углах наклона палубы это связано с увеличением «эффекта подушки» фонтана меж- ду двумя задними соплами (сзади центра масс), в то вре- мя как при отрицательных углах наклона палубы это свя- 19 Зак. 869 289 зано с перемещением фонтана дальше, чем было при фик- сированных углах килевого наклона палубы. При одновременном действии различных комбинаций— вертикальной, килевой и бортовой качек наблюдается сложная картина зависимости изменения подъемной силы по времени (рис. 4.19). Из рисунка следует, что даже при // ^ i* О OL° 20 О -20 20 ww 1,6 дина- мические данные отражают потерю подъемной силы, зна- чительно большую расчетной (примерно на 8%). Это свя- зано с увеличением подсасывания вследствие движения па- лубы от модели. Этот отрицательный эффект не наблюдал- ся на дозвуковой модели, возможно, благодаря довольно низкому подсасыванию и сильному фонтану. Вследствие наличия очевидного свидетельства об увеличении подъем- ной силы фонтана при движении палубы к модели было бы логично ожидать, что при движении палубы от модели будет иметь место уменьшение подъемной силы, в частно- сти, когда подсасывание преобладает над индуцируемой подъемной силой. Сравнение расчетов с динамическими данными для бор- товой качки палубы при сверхзвуковой компоновке пока- зывает, что имеет место наибольшее различие в индуциру- емой подъемной силе и наблюдается значительное отрица- тельное влияние бортовой качки палубы на индуцируемый момент крена. Различия в этих величинах имеют большое значение для предъявления требований к мощности газо- динамического управления и к конструкции системы уп- равления. Состояние моря может быть самым различным и вы- зывать сложную качку кораблей. Поэтому были исследова- ны несколько вариантов комбинаций вертикальной, киле- вой и бортовой качек в первую очередь для дозвуковой компоновки. При одновременном действии вертикальной и бортовой качек (в одной фазе) действительная индуцируемая подъ- емная сила ниже рассчитанной по статическим условиям. Предполагается, что чрезвычайно сложное турбулентное по- ле потока, создаваемое при комбинированных движениях, увеличивает смешение и вовлечение в движение окружаю- щего воздуха, а также ослабляет фонтан, увеличивая при этом потери подъемной силы. Изменение момента крена при динамичном движении указывает, что изменение пиков несколько больше расчетного. 292 Подобное сравнение для комбинации килевой и борто- вой качек с разностью фаз 90° показывает, что изменение индуцированной подъемной силы значительно ниже рас- четного. Эти результаты говорят о большом значении от- рицательных эффектов, связанных с увеличением турбу- лентного перемешивания при комбинированном движении. Преобразование сил фонтана частично объясняет раз- личие между расчетными и экспериментальными данными. Это может быть продемонстрировано путем комбинирова- ния изменения подъемной силы, измеренного эксперимен- тально на плоской модели нижней части самолета с под- сасыванием, рассчитанным на основании статических дан- ных. Достаточно хорошее согласование между этими изме- нениями индуцируемой подъемной силы и динамическими данными получается для объемной модели. Та же проце- дура использовалась при расчетах изменения подъемной силы при бортовой качке палубы, что привело к хорошей согласованности результатов. Таким образом, основные тенденции влияния качки ко- рабля на индуцируемые аэродинамические эффекты мо- гут быть представлены с помощью данных статических ис- пытаний. Однако расчеты, основанные на этих данных, часто чрезмерно оптимистичны, в частности в случае слож- ных комбинированных движений палубы. Этот результат имеет большое значение, поскольку исследования влияния качки из соображений стоимости и простоты проводят- ся обычно в статических условиях. Очевидно, что исполь- зование этих данных для динамических условий может привести к занижению требований к мощности управления и к заниженной оценке потерь подъемной силы самолета ВВП. Для снижения неблагоприятных действий выхлопных струй двигателей СВВП на поверхность взлетно-посадоч- ных площадок, на самолет и попадания горячих газов на вход в двигатели, а также для обеспечения взлета и посадки на палубу корабля при его качке фирма «Бритиш Аэроспейс» предложила новую систему взлета и посадки самолетов вертикального взлета и посадки типа «Харриер», названную «Скай Хук». Система «Скай Хук» предназначе- на для размещения на кораблях водоизмещением 2000... 4000 т, обеспечивает взлет и посадку самолетов вертикаль- ного взлета и посадки с этих кораблей, имеющих бортовую качку ±15°, килевую до ±7° и вертикальное перемещение палубы до ±5 м. Идея «Скай Хук» родилась в связи с трудностью посадки на такую качающуюся палубу, с опас- 293 ностью момента взлета, когда СВВП уже не закреплен на палубе, но еще не отделился от качающейся палубы. В систему «Скай Хук» входят: подъемный кран с по- воротной стрелой (рис. 4.21); подсистема стабилизации крана; механизмы захвата самолета и запирания, располо- женные на конце стрелы крана; стыковочный узел, распо- ложенный на фюзеляже в центре тяжести самолета; ЭВМ, оптическая система и приборы, обеспечивающие причали- вание, стыковку и расстыковку самолета с краном. Рис. 4.21. Новая система для обеспечения взлета и посадки СВВП «Харриер» с палубы небольших кораблей типа «Скай Хук» Сам кран представляет собой металлическую конструк- цию из сварных стальных труб массой 9.. .13 т. Он рассчи- тан на прием самолетов массой до 13600 кг. Подсистема стабилизации обеспечивает во время стыковки работу кра- на при бортовой качке ±15° и килевой качке ±7°. Стрела крана совершает движение по эллиптическому контуру, а инерциальные датчики стабилизируют головку крана в пространстве. Управление головкой осуществляется с по- мощью гидравлической системы. Головка крана включает в себя захватывающее подъемное устройство и связанный с ним карданов подвес, систему определения положения захватывающего подъемного устройства и фиксирующие упоры (рис. 4.22). Головка крана системы «Скай Хук» име- ет штангу, по которой перемещается подвижная ее часть с фиксирующими упорами. На конце штанги имеется прием- ная воронка с захватывающим устройством. Посадка (прием) самолета на корабль с помощью сис- 294 '••• ••'•'•- ""• ••- л/•:••;•• - • -v ; - темы «Скай Хук» производится следующим образом (рис. 4.23). Стрела крана с помощью гидропривода поворачивается перпендикулярно борту корабля, и механизмы стыковки посредством электронной системы управления стабилизи- руются в пространстве. Летчик переводит самолет из го- ризонтального полета в режим зависания и, перемещая его Рис. 4.22. Головка крана системы «Скай Хук» вдоль борта корабля с помощью директорного визира, вхо- дит в так называемое окно стыковки размером 3X3X3 м, в пределах которого оптическая система по меткам, нане- сенным сверху фюзеляжа самолета, обнаруживает стыко- вочный зонд самолета, замеряет угол и расстояние до него и автоматически в нужный момент выпускает стыковочную штангу. Ее механизм входит в контакт со стыковочным зондом и захватывает его, что подтверждается световым сигналом. После этого летчик на 5—10% снижает тягу двигателя до минимальной величины, чтобы самолет еще управлялся по всем трем осям. Затем стыковочная штанга подтягивает самолет до стабилизирующих опор, которые жестко его фиксируют. Летчик выводит самолет в зону действия головки за- хвата, ориентируясь с помощью параллаксного визирного устройства, установленного на стреле крана. Визирное устройство состоит из белой фоновой пластины и двух чер- ных планок, связанных с фоновой пластиной. Если самолет находится в правильном положении относительно визир- ного устройства, участок черного цвета на фоновой пла- 295 Рис. 4.23. Прием (посадка) самолета вертикального взлета и посадки на корабль с помощью системы «Скай Хук»: Л — причаливание; Б — захват; / — фиксирующие упоры; 2 —штанга; 3 — узел стыковки со штангой на самолете стине должен находиться на одной линии с двумя планка- ми. Если самолет находится слишком высоко, или слишком низко, или несколько впереди, или сзади, участок черного цвета не будет на одной линии с планками (рис. 4.24). Проводятся исследования в целях создания системы, обеспечивающей более точное указание положения само- лета путем передачи всей информации на индикатор лет- чика, который, используя эту информацию, располагает самолет на расстоянии 5—6 м сзади зоны захвата, после чего можно использовать имеющееся в настоящее время 296 визирное устройство. При входе самолета в зону захвата автоматическая ИК система обнаруживает его присутствие и направляет фиксирующее подъемное устройство для за- цепления и захвата приемного штыря самолета. а >-нк в Рис. 4.24. Индикация положения самолета относительно визирного уст- ройства при приеме СВВП на корабль: а — самолет находится слишком низко; б — самолет немного сзади заданного положения; в — оптимальное положение самолета для захвата Вся система работает автоматически без помощи опе- ратора. В системе, предлагаемой фирмой «Бритиш Роботикс Система», используется датчик ИК изображения, установ- ленный на головке крана. Датчик оценивает характеристи- ки транспарантов (поглощающих ИК излучение), нанесен- ных на верхнюю поверхность самолета в виде черно-белых геометрических фигур (квадратов и кругов), и, получив информацию об их размерах и отношении, рассчитывает ".".--.„- 297 положение самолета относительно головки крана. Эти дан- ные преобразуются в электрический сигнал подъемному устройству, обеспечивающий зацепление приемного штыря самолета. Затем летчик уменьшает тягу, сохраняя прост- ранственное положение самолета с помощью реактивной системы управления. Подъемное устройство захватывает висящий самолет и подтягивает его к фиксирующим упо- рам. Далее включается внутренний запорный механизм и двигатель может быть переведен в режим малого газа, ес- ли самолет только дозаправляется топливом, или выклю- чен, если самолет направляется в ангар под палубой ко- рабля и устанавливается на перекатное шасси или эста- каду. Дальнейшая процедура зависит от характера предстоя- щей операции: дозаправка машины только топливом и во- дой; подвеска вооружения и заправка топливом и водой; перемещение в ангар. В первом случае дозаправка производится сразу же после стыковки с краном без выключения двигателя, кото- рый переводится в режим малого газа до завершения за- правки, осуществляемой с помощью систем магистралей, проложенных в самом кране. Подача насосов подкачки топлива около 500 кг/мин, время заправки 5 мин. Во втором случае после стыковки двигатели выключают- ся и самолет опускается на передвижную эстакаду поса- дочной площадки палубы корабля, где производятся необ- ходимые работы, связанные с подвеской вооружения и за- правкой. Кран стабилизируется относительно корабля. Для подвески вооружения требуется 10 мин. В третьем случае опущенный на эстакаду самолет пере- мещают в ангар. Взлет (подъем) самолета с корабля и его расстыковка с краном производятся в обратном порядке. Подготовлен- ный к выполнению задания самолет на эстакаде перемеща- ется к месту старта, стыкуется с краном и освобождается от эстакады. Затем кран стабилизируется в пространстве, самолет выводится за борт корабля, а летчик запускает двигатель при отклонении выхлопных сопел на 90°. Стыко- вочная штанга опускает самолет вниз и освобождает его от стабилизирующих опор. Летчик переводит двигатель на режим максимальной тяги, уравновешивая тем самым силу тяжести машины. Механизм захвата стыковочной штанги разъединяется со стыковочным зондом, и самолет может отойти от корабля в режиме висения с последующим пере- ходом на горизонтальный полет. 298 '—•"- •.••••''-::>';;/: •'''"-•,••• --•••• < ' '•:•• •• - . % < На кораблях водоизмещением 2000. . .4000 т можно ус- тановить два подъемных крана. В ангаре корабля разме- ром 16,8X15,8X5,5 м могут разместиться четыре самолета с вертикальным или укороченным взлетом и посадкой, два противолодочных вертолета «Си Кинг», 300 т топлива и авиационного вооружения. Система «Скай Хук» обеспечи- ла бы взлет всех четырех самолетов с использованием обо- их кранов в течение 2 мин и прием самолетов за 4 мин. Система рассчитана на обеспечение действий с кораблей самолетов «Харриер-GR.S» (А-8А), «Си Харриер-FRS.l» и AV-8B «Харриер» с минимальными изменениями их кон- струкции. По данным английской прессы, самолет дейст- вует без шасси, но может и с ним, только в этом случае его масса увеличивается примерно на 900 кг. Считается, что использование новой системы имеет сле- дующие преимущества: экономия топлива при взлете и посадке, уменьшение персонала по техническому обслужи- ванию самолетов, улучшение взлетно-посадочных характе- ристик из-за отсутствия влияния эффекта земли и рецир- куляции отработанных газов, меньший риск и небольшая стоимость разработки системы (не требуется новой техно- логии). В ходе проводившихся фирмой на полигоне летных ис- пытаний основное внимание было уделено вопросам воз- можного поперечного перемещения самолета «Харриер» в режиме зависания в «окне» стыковки с использованием на- земного крана, директорного визира и других вспомога- тельных устройств. Результаты испытаний, в которых при- нимали участие три летчика, оцениваются положительно. При скорости ветра 10 м/с (встречный, под углом 60°) са- молет в режиме зависания перемещался относительно кон- ца стрелы крана со скоростью не более 0,3 м/с. Судя по сообщениям английской печати, планируется изготовить образец крана с механизмами стыковки и про- вести его летные испытания на корабле в море при различ- ных погодных условиях. Г л а в а 5 ОСОБЕННОСТИ ПРИМЕНЕНИЯ, ЭКСПЛУАТАЦИИ И РЕМОНТА КОРАБЕЛЬНЫХ САМОЛЕТОВ И ВЕРТОЛЕТОВ 5.1. ОСОБЕННОСТИ ПРИМЕНЕНИЯ КОРАБЕЛЬНЫХ САМОЛЕТОВ И ВЕРТОЛЕТОВ Корабельная авиация предназначается для выполнения следующих основных задач: — нанесение ракетных и бомбовых ударов по кораб- лям, военно-морским базам и другим объектам; — завоевание и удержание господства на море и в воз- духе; — борьба с подводными лодками; — авиационное прикрытие десантных сил на переходе морем и при высадке в прибрежных районах; — блокада морских районов и узкостей для препятст- вия выхода в море кораблей противника; — непосредственная авиационная поддержка сухопут- ных войск и сил десантов при их действиях на побережье. Для выполнения этих задач на авианосцах базируются различные типы самолетов: штурмовики-разведчики, штурмовики, истребители, противолодочные самолеты и вертолеты, самолеты радиотехнической разведки и РЭБ, J самолеты дальнего радиолокационного обнаружения | (ДРЛО), заправщики. | При ведении боевых действий корабельной авиацией -1 против надводных корабельных соединений (корабельных ударных групп, отрядов боевых кораблей, десантных от- Ц рядов, конвоев) в борьбе участвуют практически все типы ? самолетов, базирующихся на авианосце. Так, судя по взглядам зарубежных специалистов, нане- сению ударов по надводным кораблям предшествует воз- ; душная разведка штурмовиками-разведчиками RA-5C, ис- ^ требителями F-14A и самолетами ДРЛО Е-2С «Хокай». | 300 Штурмовик-разведчик RA-5C оснащен навигационным и бомбардировочным оборудованием, позволяющим ему дей- ствовать в сложных метеорологических условиях с боль- ших и малых высот. В целях разведки на них применяют- ся радиолокационная станция бокового обзора и фотоап- паратура панорамной и перспективной аэрофотосъемки. Самолет Е-2С «Хокай» может обнаружить подводные ко- рабли на дальности до 360 км, вести наблюдение за ними с помощью радиотехнических средств, не входя в зону по- ражения корабельных средств ПВО. В процессе нанесения удара по надводным кораблям самолет Е-2С выполняет роль воздушного командного пункта. Он оснащен совре- менным бортовым оборудованием, главным элементом ко- торого является боевая информационно-управляющая сис- тема. Она позволяет опознавать и классифицировать цели, определять их основные параметры, выбирать тип оружия, наводить истребители и штурмовики на цели, передавать навигационную информацию. По системе связи вся важ- нейшая информация направляется в боевую информаци- онно-управляющую систему авианосца. Это позволяет ко- мандиру авианосной группы управлять действиями палуб- ной авиации на удалении 500—600 км от авианосца. При- крытие самолетов Е-2С осуществляют палубные истреби- тели. Способы действия палубной авиации против надводных кораблей, количество и типы привлекаемых самолетов за- висят от характера цели, степени противодействия ПВО, времени суток и метеорологических условий. Но, как пра- вило, при нанесении ударов по крупному корабельному соединению с хорошим оснащением его средствами ПВО применяемые самолеты сводятся в следующие тактические группы: ударные, демонстративных действий, подавления средств ПВО, радиоэлектронной борьбы, наведения и уп- равления, доразведки, истребительного прикрытия. Одним из вариантов организации нанесения удара по корабельному соединению, по мнению зарубежных специа- листов, является следующий. По данным воздушной раз- ведки, палубная авиация поднимается с авианосца. После взлета самолеты строятся в боевые порядки и на средних и больших высотах несколькими маршрутами летят в рай- он цели. До выхода на рубеж обнаружения самолетов ко- рабельными РЛС происходит разделение боевого порядка на тактические группы и изменение высоты полета до ма- лых и предельно малых высот. Пересекают этот рубеж сначала самолеты, целью которых является доразведка 301 цели, затем — группы демонстрационных действий. Они призваны вызвать огонь средств ПВО на себя, заставить применить системой ПВО активные радиотехнические средства и таким образом создать благоприятные условия для вступления в действие группы подавления средств ПВО и РЭБ. Эта тактическая группа выполняет задачу путем удара по радиолокационным средствам ПВО раке- тами типа «Шрайк» и по самим кораблям противовоздуш- ной обороны ракетами «Гарпун», «Буллпап», «Мейверик». Затем (с очень малым разрывом по времени) по своим маршрутам прибывают группы радиоэлектронной борьбы (одним-двумя маршрутами). Они выявляют и подавляют работу радиоэлектронных средств ПВО соединения непо- средственно перед выходом ударных групп на рубеж обна- ружения их корабельными РЛС. Группы РЭБ состоят из специальных самолетов типа ЕА-бВ «Проулер», штурмови- ков и истребителей, оборудованных контейнерными и бор- товыми станциями помех. Наконец, выходят ударные группы (как правило, по не- скольким маршрутам). До пересечения рубежа обнаруже- ния их корабельными РЛС штурмовики ударных групп снижаются на высоту 60 м и ниже и на максимальных ско- ростях 900 км/ч выходят на цель с разных направлений, осуществляют резкий набор высоты, прицеливание и атаку ее либо с горизонтального полета, либо с пикирования, либо с кабрирования. Предпочтение отдается применению оружия с пикирования, так как это обеспечивает наиболь- шую точность бомбометания. В течение всего времени операции самолеты ДРЛО Е-2С «Хокай» патрулируют на высоте 8000—9000 м и осу- ществляют распределение целей и управление боевым при- менением тактических групп. При организации борьбы с подводными лодками при- меняются противолодочные самолеты и вертолеты. Они взлетают с авианосца при приближении авиационной удар- ной группировки (АУГ) к району вероятного нахождения подводных лодок. Как правило, четыре противолодочных самолета производят поиск подводных лодок вдали от авианосца на высотах 250—400 м. Поиск выполняется каж- дым самолетом в течение 4 ч. Обнаружив подводную лод- ку, экипаж самолета может ее атаковать, сообщив об этом на авианосец. Однако атака с первого обнаружения счита- ется не всегда эффективной. Наиболее целесообразным считается вызов других про- тиволодочных самолетов и вертолетов, применение радио- 302 , -*..;..-.;.. - . - .', .... -. ... ^ .,., .,,./ . гидроакустических буев и магнитометров для уточнения местоположения подводной лодки, а затем применение ору- жия для ее уничтожения. Буи выставляются по замкнуто- i му контуру вокруг предполагаемого места нахождения -под- ] водной лодки или в линию на предполагаемом курсе ' лодки. 1 Вертолеты могут действовать одиночно, когда один вер- j толет в себе сочетает функции поискового и ударного, или ' парами, когда один имеет задачей поиск, а второй — по- ражение подводной лодки. При применении нескольких i вертолетов они используют метод окружения предполагае- | мого места нахождения подводной лодки: вначале они на- \ ходятся на окружности наибольшего радиуса, а затем по 1 спирали приближаются к месту нахождения лодки. Верто- \ леты используют для обнаружения подводной лодки наря- ] ду с другими средствами опускаемую гидроакустическую ] станцию, для этого они периодически снижаются на высо- J ту 4,5—6 м над поверхностью моря и зависают или значи- \ тельно снижают скорость полета. | 5.2. ОРГАНИЗАЦИЯ И УПРАВЛЕНИЕ ПОЛЕТОВ ПАЛУБНЫХ САМОЛЕТОВ И ВЕРТОЛЕТОВ Управление полетами самолетов на авианосце обеспечи- \ вают командир авиационной боевой части, центр управле- ] ния воздушным движением и боевой информационный j центр. Зоны их ответственности зависят от удаления само- j летов от авианосца. Командир авиационной боевой части \ несет ответственность за управление и безопасность полета j самолетов на удалении 5. . .6 км и высотах до 750 м, т. е. ; за наиболее ответственную зону — зону, в которую вхо- j дит полет после катапультирования и весь процесс посад- I ки. На удалении более 6 км от авианосца и до 90... 100 км j полетами управляет центр управления воздушным движе- ] нием. Далее, в зоне с удалением более 100 км, управление \ полетами осуществляет боевой информационный центр. i Центр управления воздушным движением осуществляет j планирование полетов и централизованное управление ими, j обеспечение безопасности полетов в зоне с радиусом \ 90. . .100 км, руководство взлетом и посадкой, сбор и оцен- ] ку информации, связанной с управлением полетов. В цент- ре управления воздушным движением имеются две секции: оперативная и управления заходом на посадку. Оператив- ная секция планирует и координирует полеты самолетов, обеспечивает экипажи, находящиеся в воздухе, необходи- 303 мой информацией. Секция управления заходом на посадку обеспечивает безопасность посадки на палубу авианосца. Центр управления воздушным движением находится в боевой рубке в надстройке с правого борта авианосца. Он оснащен радиолокационной станцией обнаружения воздуш- ных целей, привода и посадки самолетов, средствами связи, аппаратурой опознавания принадлежности самолетов, от- ветчиком навигационной системы ТАКАН, средствами по- садки, аппаратурой регистрации данных. Комплексное ис- пользование всех располагаемых средств центра позволя- ет следить за всеми самолетами от момента их взлета до посадки на авианосец. Полеты самолетов на авианосце организуются следую- щим образом. За 30 мин до начала полетов по громкогово- рящей связи подается специальный сигнал, за 10 мин за- пускаются двигатели, а за 4 мин до взлета на вертикаль- ной штанге в стороне от катапульты зажигаются четыре сигнальных огня. Они выключаются поочередно и служат указателем времени взлета. Сначала взлетают самолеты с катапульт, расположенных на угловой палубе, а затем — с катапульт, расположенных в носовой части авианосца. Четыре катапульты .позволяют обеспечить взлет самолетов с интервалами 15 с. Катапульта после взлета с нее само- лета приводится в готовность за 25.. .30 с. Если самолеты после взлета должны собраться в опре- деленном районе, то с центра управления воздушным дви- жением им назначаются специальные коридоры с конт- рольными точками, через которые они проходят при полете в район формирования. Посадка осуществляется в такой последовательности. Самолеты перед посадкой входят в зону ожидания на рас- стоянии 50.. .60 км и совершают круговые полеты вокруг авианосца, поддерживая постоянную связь с центром уп- равления воздушным движением. Получив разрешение на выход из зоны ожидания, самолет с помощью ответчика системы ТАКАН выводится в район авианосца и заходит на посадку. Самолет снижается до 300 м и уменьшает ско- рость. Заход на посадку заканчивается на расстоянии 8. ..10 км от авианосца и высоте полета 200 м. Получив доклад летчика, что он видит средства обеспечения посад- ки, оператор передает управление посадкой самолета офи- церу секции управления заходом на посадку. Посадка осу- ществляется с помощью оптической системы посадки, сиг- нальные огни которой видны днем на расстоянии 1,6... 2,4 км и ночью — 3,2. . .4,8 км. В настоящее время приме- 304 няются также комплексные автоматизированные системы посадки в сложных метеоусловиях днем и ночью. При по- садке на авианосец самолет выпускает гак (крюк), зацеп- ляется им за один из тросов аэрофинишера и останавлива- ется через 95 ... 100 м после касания палубы. Интервалы между посадками составляют примерно 60 с. При благо- приятных условиях это время может быть сокращено до 30 с, а при плохих метеоусловиях и ночью — увеличено до 1,5 мин. Управление и контроль за полетами вертолетов на ко- раблях, имеющих на борту один-два вертолета, осущест- вляет боевой информационный пост корабля. Летный сос- тав и обслуживающий персонал на таких кораблях сво- дятся в авиационную боевую часть. Если на корабле один вертолет, то авиационная боевая часть состоит из четырех летчиков, 11 механиков, техников по электронике, электри- ков, операторов акустиков, если два, то количество летчи- ков увеличивается до шести и добавляются два техника и один оператор-акустик. Боевой информационный пост поддерживает непосред- ственную связь с экипажем, сообщает летчику об измене- ниях метеорологических условий, курса и скорости кораб- ля, 'Наличии радиолокационного контакта. Организация полетов вертолетов с таких кораблей осу- ществляется следующим образом. Всем постам объявляет- ся готовность к взлету вертолета, на мостике включается красный огонь. Экипаж вертолета по команде руководите- ля полетов и сигналу сигнальщика запускает двигатели, а затем летчик докладывает о готовности к полету. После этого выключается красный сигнал и включается зеленый, поднимается флаг «Хотэл». Летчик, проверив работу при- боров в кабине, дает команду механикам «Убрать крепле- ния». Крепления убираются и показываются летчику. Сиг- нальщик, убедившись в правильности действий, дает сиг- нал на взлет. После взлета на мостике зажигается красный сигнал, а флаг «Хотэл» спускается наполовину. Наиболее сложным этапом полета вертолета является посадка. В зависимости от технической оснащенности ко- рабля она может выполняться с помощью радионавигаци- онной системы ТАКАН, приводной радиостанции и опера- тора корабельной РЛС. Посадка вертолета с помощью радионавигационной сис- темы ТАКАН представлена на рис. 5.1. Вертолет следует на радиомаяк системы на высоте ~ 150 м и выходит в за- 20 Зак. 869 , 305 данную контрольную точку, которая находится на удале- нии 5,5 км и на курсовом угле 150°. В этой точке летчик начинает снижение, или руководитель полета сообщает решение занять зону ожидания, представляющую собой полет по коробочке со сторонами 5=1,8 км. Если есть команда на снижение и посадку, летчик ложится на курс Зона о/кидания _> S- Н'150м .. • Ри5е/к Визуального ~~ -с- — _. Контрольная точка упра6лени„ > В резервную 3 ^ ^_ . посадкой .:- • ^ контрольную^ ^••'^' i^^ Выпуск • ' /точкц^^'^. — •*'*' - шасса * *^& . н*150п 3,5кн 3,7кн 1,6км ОООн. 3,7кп Рис. 5.1. Посадка вертолета на корабль с помощью радионавигационной системы «Такан» корабля ±30'° и докладывает на корабль свой курс, высо- ту и скорость. Снижаясь далее, летчик сообщает о прохо- де точки на дальности 3,7 км от корабля. Снизившись до высоты 90 м, летчик сообщает курс, высоту, скорость и ко- личество оставшегося топлива. После этого, увидев ко- рабль, докладывает: «Вижу корабль» и выполняет по- садку. Посадка вертолета на корабль с помощью приводной радиостанции представлена на рис. 5.2. По пеленгу на приводную радиостанцию летчик выходит на корабль, пройдя его, вертолет разворачивается (влево, вправо) и выходит на курс корабля, по которому следует 1 мин. За- Рис. 5.2. Посадка вертолета на корабль с помощью приводной радио- станции 306 тем разворачивается влево и снова выходит на приводную радиостанцию. Затем правым разворотом выходит на курс корабля, снижается и осуществляет посадку. Если нет на корабле приводной радиостанции, то посад- ку можно выполнить с помощью РЛС. Оператор РЛС, ин- формируя летчика о дальности и азимуте, выводит верто- лет в сектор 130. . .210° за кормой корабля. При этом вы- сота полета вертолета 150 м и дальность 5,5 км. Далее вер- толет снижается до высоты 90 м и на дальности 900 м при- нимается решение о посадке или уходе на второй круг. 5.3. ОБЕСПЕЧЕНИЕ ПОЛЕТОВ ПАЛУБНЫХ САМОЛЕТОВ АВИАЦИОННОЙ БОЕВОЙ ЧАСТЬЮ Боевая готовность авианосца во м>ногом зависит от дей- ствий личного состава различных подразделений, в том числе и авиационной боевой части (БЧ), которая обеспе- чивает взлет и посадку самолетов и связанные с этим под- готовительные операции. В авиационной БЧ в зависимости КДП \i Рис. 5.3. Командно-диспетчерский пост, расположенный в верхней части островной надстройки корабля от типа корабля насчитывается 550—650 человек. Ее рабо- той, а также взлетом и посадкой самолетов руководит ко- мандир (офицер летного состава) или его заместитель из командно-диспетчерского поста, расположенного в верхней части островной надстройки авианосца (рис. 5.3). Темп взлета самолетов на выполнение задания и их посадки, как 20* Ч 307 сообщает американская печать, целиком зависит от чет- кой и слаженной работы личного состава авиационной БЧ. Она является одной из трех боевых частей авианосца, занимающихся техническим обслуживанием и ремонтом авиационной техники, и состоит из четырех дивизионов (V-l, V-2, V-3 и V-4). Первый дивизион (V-1) осуществляет буксировку (перемещение) самолетов по полетной палубе к катапуль- там, а также их расстановку и закрепление на местах сто- янки на полетной палубе. Возглавляет его командир диви- зиона. Перед полетами личный состав дивизиона проверяет надежность крепления самолетов и наличие стопорных ко- лодок, соответствие расстановки самолетов последователь- ности вылетов (согласно плановой таблице), наличие и го- товность к действию противопожарного оборудования. После тщательной проверки оборудования весь личный состав дивизиона, а также технический состав авиаэскад- рилий, руководствуясь инструкциями, приступают к осмот- ру полетной палубы для удаления посторонних предметов, которые могут попасть в воздухозаборники двигателей и вывести их из строя. Командир дивизиона, отвечающий за перемещение са- молетов по полетной палубе, составляет графики их дви- жения в соответствии с плановой таблицей. Они раздают- ся регулировщикам, обязанным точно знать порядок бук- сировки самолетов с мест стоянки и распределение их по катапультам. У регулировщиков есть помощники, которые подсоединяют к самолетам буксировочные водила, зани- маются креплением, постановкой и уборкой стопорных ко- лодок. Посадку самолета на авианосец американские военные специалисты считают наиболее сложным и ответственным этапом полетов. Поэтому к началу посадки самолетов лич- ный состав дивизиона переходит на ангарную палубу и за- нимает места для их приема. Пожарные и спасательные группы также находятся на своих постах. Обычно посадка самолетов на палубу производится с таким интервалом: днем 40—60 с, ночью — 60—90 с. После торможения самолета аэрофинишером специально назна- ченный персонал из дивизиона («гаковые») подбегает к нему и отцепляет посадочный гак (крюк) от троса аэро- финишера. После этого летчик складывает консоли крыла самолета и по сигналам регулировщика немедленно отру- ливает вправо за линию безопасности, уступая место сле- 308 дующему самолету, производящему посадку. Если самолет* имеет неисправность, его сразу же отбуксировывают на подъемник и опускают в ангар (на ангарную палубу). Под- готавливая самолет к повторному вылету, техник самолета с помощью личного состава дивизиона организует его< крепление, а также заправку топливом и подвеску оружия. Второй дивизион (V-2) обслуживает паровые катапульты, аэрофинишеры, аварийный барьер, светотех- ническую систему посадки и телевизионную систему кон- троля взлета и посадки самолетов. По данным американ- ской прессы, в него входят катапультное и аэрофинишер- ное отделения, насчитывающие 130 человек рядового и ун- тер-офицерского состава, пять офицеров. Личный состав отделений ежедневно осматривает, ремонтирует и налажи- вает все взлетно-посадочное оборудование. В настоящее время на авианосцах, входящих в-боевой состав ВМС США, установлено по четыре катапульты.. Каждую обслуживает группа из 15—17 человек. Часть из них работает на полетной палубе, а часть — под палубой. Две такие группы возглавляет офицер. Он отвечает за взлет самолетов с двух катапульт. Во время их взлета- офицер находится на палубе между катапультами и, убе- дившись, что самолет правильно установлен и закреплен1 на катапульте, лично подает сигнал на ее срабатывание. До взлета с катапульты давление пара должно точно- соответствовать взлетной массе самолета. Для этого спе- циально выделенный матрос катапультного отделения пос- ле установки самолета на катапульту высвечивает на спе- циальном табло его бортовой номер и точную взлетную* массу. После подтверждения летчиком правильности этих данных офицер отдает приказание оператору установить соответствующее давление пара в цилиндре катапульты. Такой порядок установлен на всех авианосцах, кроме типа «Нимитц» (CVN 68, 69, 70). На последних офицер находится на объединенном посту управления катапульта- ми, размещенном под полетной палубой и имеющим про- зрачный блистер, который выступает нап полетной палу- бой на 45 см. Матрос стоит на полетной палубе между отражателями газовых струй двигателей, откуда хорошо видны оба самолета, установленные на катапультах. На груди у него повешено специальное табло, на котором вручную устанавливаются значения взлетной массы, тип и бортовой номер самолета в виде ярко светящихся цифр. Затем он получает от летчика подтверждение о правиль- ности данных и путем нажатия кнопки вводит их на пост 309 управления катапультой. Офицер проверяет правильность этих данных и нажимает кнопку ПУСК. Когда взлет само- лета закончен, прозрачный блистер опускается под палу- бу, а отверстие наглухо закрывается стальной заслонкой. Один такой объединенный пост управления катапультами на авианосцах типа «Нимитц» расположен в носовой час- ти корабля, а другой — на палубном мостике левого борта на траверзе островной надстройки. Судя по материалам американской печати, личный сос- тав, устанавливающий самолеты на катапульты, выполняет сложную, трудоемкую и ответственную работу. Самолеты различных типов соединяются с челноком катапульты сле- дующим образом: одни (например, «Фантом», «Скайхок») с помощью бриделя (петля стального троса массой 80. .. 130 кг, которую крепят минимум пять человек) другие (например, «Интрудер», «Корсар», «Викинг», «Хокай», «Томкэт», «Хорнет») посредством носовой буксирной пе- редней стойки шасси, размещающейся непосредственно в специальном гнезде на челноке. Летчик по сигналам регулировщика заруливает на ка- тапульту, и передняя стойка шасси автоматически засто- поривается на челноке. Это в значительной степени сокра- щает время подготовки к катапультированию и дает возможность освободить несколько человек из расчета об- служивания. В обязанности личного состава катапультного отделе- ния входят также подъем и опускание отражателей струй отработанных газов перед каждым взлетом самолетов. В американской печати сообщается, что в будущем пос- ле автоматизации процесса катапультирования можно бу- дет убрать с верхней палубы весь личный состав и значи- тельно сократить время выпуска самолетов в полет. Аэрофинишерное отделение (около 30 человек под ко- мандованием офицера) обеспечивает посадку самолетов на угловую палубу авианосца. Оно обслуживает аэрофини- шер, держит в постоянной готовности аварийный барьер, выполненный в виде нейлоновой сети и используемый для принудительного захвата самолета, который не имеет воз- можности совершить нормальную посадку с помощью аэ- рофинишера. Зарубежная печать собщает, что аэрофинишерное отде- ление при содействии технического состава авиаэскадрильи в течение 2 мин может привести в готовность аварийный барьер для посадки самолета, у которого небольшой запас горючего либо неисправно шасси или посадочный гак, а 310 ',..,,,. ,..-,,, также в случае плохого самочувствия летчика, не способ- ного выполнить нормальную посадку. Часть отделения работает на полетной палубе и посто- янно проверяет на износ стальные тросы аэрофинишера, смазывает и ведет строгий учет продолжительности их ра- боты и по необходимости заменяет новыми. Два человека из отделения во время полетов находятся на командно- диспетчерском посту и сообщают по телефону оператору аэрофинишера тип самолета, заходящего на посадку, а также его посадочную массу для создания правильного натяжения стальных тросов финишера. Эти же данные пе- редаются на пост управления светотехнической системой посадки для установки необходимого угла глиссады пла- нирования. Восемь человек из аэрофинишерного отделения записывают на видеомагнитофон все взлеты и посадки для последующего разбора полетов и расследования происше- ствий. В их распоряжении имеются пять телекамер и два видеомагнитофона. Личный состав этого отделения также обслуживает РЛС, с помощью которой измеряется скорость самолета, заходящего на посадку, относительно авианосца. Третий дивизион (V-3) обеспечивает спуск (подъ- ем) самолетов на ангарную (полетную) палубу, буксиров- ку и закрепление их на стоянке. Его личный состав отве- чает за противопожарную безопасность в ангаре, подготав- ливает ангарную палубу к приемке боезапаса на ходу, про- изводя в случае необходимости перестановку самолетов и различного вспомогательного оборудования. Четвертый дивизион (V-4) несет ответственность за заправку самолетов топливом и маслом, а также за топ- ливные цистерны, заправочные станции (расположены на полетной и ангарной палубах) и другое оборудование. За- правка производится достаточно быстро благодаря нали- чию большого количества заправочных точек, а также до- заправке при работающих двигателях. Личный состав (до< 100 человек, (командир — офицер) заправляет не только, самолеты, но' и корабли охранения авианосной группы. 5.4. ТЕХНИЧЕСКОЕ ОБСЛУЖИВАНИЕ И РЕМОНТ САМОЛЕТОВ НА АВИАНОСЦАХ С 1959 г. в целях обеспечения высокой боеготовности самолетов в ВМС разработана и действует программа тех- нического обслуживания палубной авиации NAMP. Ее ос- новным содержанием являются комплексное обслуживание • - •••.: • .:• •:/•;•• --, --. , •.-. • i -. 311 и ремонт авиационной техники, обеспечивающие высокую боеготовность и снижение числа летных происшествий. Программа в каждом случае определяет вид ремонта, позволяющий одновременно повышать техническую готов- ность самолетов и эффективность использования трудовых и материальных ресурсов. Она предполагает строгое пла- нирование, выбор оптимальных способов проведения ос- мотров техники и ее обслуживания, методику и порядок сбора, анализ и внедрение в практику опыта эксплуатации. Функции и ответственность подразделений технического обслуживания эскадрилий авиакрыла значительно расши- рены. Появление новых самолетов, повышение требований к техническому обслуживанию, разработка его новых прин- ципов заставляют периодически корректировать программу. Программа NAMP предусматривает осуществление тех^ нического обслуживания и ремонта авиационной техники трех категорий. Первая категория — планово-предупредительный ос- мотр и ремонт. Работы проводятся в ангаре. Обычно сюда входят технический осмотр (предполетный и послеполет- ный, периодический, специальный и общий) и выполне- ние регламентных работ, в ходе которых заменяются от- дельные мелкие детали и различные узлы, вышедшие из строя или выработавшие свой ресурс. Вторая категория — техническое обслуживание и ремонт. Осуществляется в ремонтных мастерских авианос- ца, включает снятие с самолетов оборудования, его ремонт или замену изношенных или поврежденных узлов и дета- лей, в исключительных случаях изготовление недостаю- щих запасных частей, регулировку и испытание самолет- ных систем после их ремонта, проверку вспомогательного оборудования. На первые две категории технического обслуживания и ремоцта приходится 85% всех средств, расходуемых на под- держание корабельных самолетов в исправном состоянии. Третья категория — заводской ремонт проводится авиаремонтным предприятием авиабазы ВМС и реже — частных фирм. Сюда же поступают узлы и агрегаты, кото- рые не могут быть отремонтированы на авианосцах из-за отсутствия на них необходимой технической базы. В 1965 г. командование ВМС приступило к внедрению стандартной системы технического обслуживания и ремон- та самолетов с подсистемами сбора данных по материаль- но-техническому обеспечению, учета трудозатрат на техни- 312 ческое обслуживание и ремонт техники. Эта система предусматривает введение определенных нормативов в ис- пользование технического персонала, выделенного для тех- нического обслуживания и ремонта самолетов. Установле- на формула 40—40—20, согласно которой из общего коли- чества человеко-часов, отведенных на техническое обслу- живание и ремонт определенного числа самолетов, 40% должно быть затрачено на непосредственное обслуживание и ремонт техники, 40% — на наблюдение за проведением работ и проверку их качества, а остальные 20% —на не- производительные затраты (тренировки и занятия, отпуска, болезни, потери, связанные с дисциплинарными взыскания- ми и другие). Если отчетные данные говорят о наруше- нии формулы, то командование должно принять меры па исправлению создавшейся диспропорции в трудозатратах, О характере ремонтных работ, проводимых на авианос- це, можно судить по техническому обслуживанию и ремон- ту авиационных двигателей. Специалисты проверяют дви- гатели и их системы, герметичность топливных систем и насосов, производят необходимый ремонт отдельных узлов: и деталей. После технического обслуживания и ремонта двигатели проходят контрольные испытания (около 40 мин) на специальных стендах. При положительных результатах испытаний двигатель охлаждается и передается в ангар- для установки на самолет. На контрольные испытания и установку нового двигате- ля затрачивается около 100 человеко-часов, на ремонт дви- гателя с разборкой на основные узлы и последующие стендовые испытания — 300—400 человеко-часов. Такая работа проводится только в ремонтных мастерских авиа- носца. Двигатель проверяется через каждые 200 летных, часов. Техническое обслуживание и ремонт авиационной техни- ки на борту авианосца осуществляются силами и средства- ми специальных групп обслуживания, входящих в состав- эскадрилий авиакрыла, а также боевых частей авианосца (по техническому обслуживанию и ремонту авиационной техники, оружия и оборудования). Кроме того, на авиа- носце имеется и служба снабжения. Группы технического обслуживания и ремонта (рис. 5.4) проводят планово-предупредитель- ные осмотры, техническое обслуживание и ремонт самоле- тов (первая категория). Значительная часть личного сос- тава авиакрыла, насчитывающего до 3300 человек, входит в состав этих групп. 313 Боевая часть а в и а н о с ц а по техническому об- служиванию и ремонту авиационной техники (авиаремонт- ная БЧ) осуществляет работы в мастерских корабля (вто- рая категория). В ее состав входят дивизионы ремонта планеров и двигателей, специального оборудования и во- оружения, контроля за ходом и качеством ремонта. Командир абиаэскадрильи Отделение технического обслу- живания самолетов Гр у п \п ы • • Учета и лланированияТО самолетов Предполетной подготобки самолетов Контроля обеспечения запасныпи частями и материала ми ____, Технического одслужибания самолетов Контроля качества технического обслуживания ТО вооружения самолетов и под-бески (погрузки} боеприпасов Фис. 5.4. Группы технического обслуживания и ремонта корабельных самолетов В ведении БЧ находятся 10 ремонтных мастерских и лабораторий. Среди них мастерские по ремонту двигателей с необходимыми стендами для испытания планера самоле- та, гидравлического и пневматического оборудования, шас- •си, электронного оборудования, вооружения, аккумулятор- ных батарей, спасательного оборудования, по вулканиза- ции покрышек колес самолетов, а также по ремонту вспо- могательного оборудования. Отмечается существенное увеличение размеров помеще- ний, предназначенных для технического обслуживания и ремонта самолетов. За 50—60-е годы они увеличились по- чти в два раза, на авианосцах, построенных в 60-х годах, суммарная площадь этих помещений составила 3400— 4000 м2. Большую часть личного состава боевой части сос- тавляют техники и механики эскадрилий крыла, временно расписанные по своим заведованиям в этой БЧ и работа- ющие под руководством ее специалистов. Кроме того, име- ются специалисты, которые учитывают налет самолетов и отказы в работе оборудования, контролируют выполнение 314 ......... ; графиков их технического обслуживания и ремонта, сос- тавляют отчеты о выполнении планов обслуживания и ре- монта. В их обязанность входит также учет эксплуатации^ участия в полетах и прохождения ремонтов самолетов. В целях повышения качества ремонта на авианосцах по не- скольку лет находятся 'представители фирм-изготовителей самолетов, которые работают в лабораториях и мастерских авианосца и приписаны к авиаремонтной БЧ. Боевая часть оружия авианосца. Дивизионы этой БЧ оказывают помощь группам технического обслужива- ния, вооружения и подвески (погрузки) боеприпасов эс- кадрилий в ремонте бортового оружия самолетов. Авиационная боевая часть авианосца обес- печивает взлет, посадку, буксировку самолетов на полетной и ангарной палубе, их расстановку и закрепление на сто- янке. В ней насчитывается 550—650 человек (в зависимо- сти от типа корабля), состоит в настоящее время из пяти дивизионов. Первый дивизион (V-1) осуществляет буксировку (перемещение) самолетов по полетной палубе к катапуль- там, а также расстановку и закрепление самолетов на мес- тах стоянки на полетной палубе. Личный состав дивизио- на осматривает полетную палубу перед полетами и очища- ет ее от мелких посторонних предметов (кусков лроволоки, гаек, болтов и т.п.), а при приемке боезапаса и продоволь- ствия на борт авианосца участвует в этих работах. Второй дивизион (V-2) обслуживает катапульты,, аэрофинишеры, оптическую систему посадки и другое обо- рудование, необходимое для взлета и посадки самолетов, включая и средства подачи пара в цилиндры катапульты. Третий дивизион (V-3) обеспечивает спуск (подъем)- самолетов на ангарную (полетную) палубу, буксировку и закрепление их на стоянке. Личный состав дивизиона отве- чает за противопожарную безопасность в ангаре, подготав- ливает ангарную палубу к приемке боезапаса на ходу, про- изводя в случае необходимости перестановку самолетов и различного вспомогательного оборудования. Четвертый дивизион (V-4) несет ответственность за заправку самолетов топливом и маслом, а также за топ- ливные цистерны и заправочные станции, расположенные на полетной и ангарной палубах. Так, на авианосце «Эн- терпрайз» 145 основных и 16 расходных цистерн общим объемом 9500 м3. Сообщалось, что на нем за день полетов расходуется до 600 т авиационного топлива. На авианосце 31S «Рейнджер» заправка 31 самолета производилась около 40 мин. Пятый дивизион — дивизион авиационного вооруже- ния (V-5). Служба снабжения авианосца осуществляет материальное обеспечение работ по техническому обслу- живанию и ремонту самолетов, относящихся к первой и второй категориям. Она располагает специализированны- ми складами по отдельным видам оборудования и тремя центрами: учета заявок на выдачу запасных частей, тран- спортировки запасных частей от склада до места техниче- ского обслуживания самолета, автоматической обработки информации по МТО. В последнем центре для учета, по- иска и подачи запасных частей на самолеты в ограничен- ные сроки применяется ЭВМ. Запасные части первостепен- ной важности могут быть поданы в течение 1 ч. Служба снабжения совместно с командованием авиа- крыла и авиаремонтной боевой частью, учитывая план ис- пользования корабля и авиакрыла, надежность оборудо- вания, время его наработки на отказ, определяет необходи- мое количество запасных частей на складах авианосца. При этом учитываются данные, получаемые от подсистемы •сбора данных по материально-техническому обеспечению системы технического обслуживания и ремонта самолета. Решение этой проблемы, по оценке специалистов ВМС, представляет значительные трудности, так как номенкла- тура необходимых запасных частей для самолетов, базиру- ющихся на авианосцах, превышает 50 тыс. наименований, кроме того, они должны доставляться оперативно. Процесс получения запасных частей и их хранение по- стоянно совершенствуется. Производится их перераспреде- ление из многочисленных складов, расположенных в раз- .личных помещениях на авианосце, в небольшое число скла- дов, находящихся вблизи мастерских. Однако площади для размещения центров и складов службы снабжения непре- рывно увеличиваются. Особенно они выросли с середины 60-х годов, когда было принято решение об увеличении объема ремонтных работ, выполняемых непосредственно "на авианосцах. На авианосце большое внимание уделяется организации технического обслуживания и ремонта самолетов и их пла- нированию. Так, на корабле имеются центр планирования техниче- ского обслуживания самолетов с канцелярией, центры тех- .316 нического обслуживания эскадрилий и авиакрыла с кан- целярией материально-технического обеспечения. В американской печати сообщалось, что четкое выпол- нение планов технического обслуживания и ремонта само- летов в соответствии с инструкциями по эксплуатации, своевременное обеспечение потребностей в запасных час- тях и расходных материалах и тесное взаимодействие меж- ду экипажем корабля и личным составом авиакрыла обес- печивают реальную возможность надежной работы всех систем самолета при выполнении им боевой задачи. Эти вопросы отрабатывались в период 1971 —1973 гг. на авианосце «Энтерпрайз». Командование авиакрыла от- мечало, что на многих самолетах, даже выполняющих бое- вое задание, не полностью работоспособны те системы, ко- торые решают поставленную перед самолетом в данном полете задачу. Поэтому летчики теряют уверенность в дей- ствии некоторых систем, специалисты по техническому об- служиванию и ремонту утрачивают навыки по подготовке их к полету. В итоге дорогостоящий многоцелевой самолет, созданный для выполнения ряда задач, фактически ис- пользуется по более узкому назначению, которое обеспечи- вала бы сравнительно дешевая машина предыдущего поко- ления. Высказывается мнение, что, хотя современные са- молеты и очень сложны по конструкции, необходимо гото- вить их комплексно для полета в любых сложных боевых условиях и допускать к полетам только со всем исправным оборудованием. В целях облегчения и совершенствования технического обслуживания и ремонта внедрялись системы автоматиче- ской проверки и выявления неисправностей электронных систем, оружия палубных самолетов и ракет, применение которых не требует высокой квалификации обслуживаю- щего персонала, исключает ошибки при проверках, сокра- щает время, затрачиваемое на них, и позволяет в значи- тельной степени уменьшить численность специалистов. За последние 15 лет в ВМС США на создание этих систем бы- ло израсходовано более 750 млн долларов. Одна из систем VAST проверяет бортовую электронную аппаратуру самолетов F-14A, Е-2С, S-3A, А-7Е и других. Коэффициент готовности обслуживаемой ею аппаратуры превысил 80%. На конец 1976 г. в ВМС было более 80 (из 88 заказанных) систем VAST, установленных на семи авиа- носцах и на береговых авиабазах, где они интенсивно экс- плуатировались (до 20 ч в сутки). На их разработку и за- купку было израсходовано к этому времени около 450 млн - 317 долларов. Благодаря внедрению систем в ВМС (из расчета- 20 лет эксплуатации на 12 авианосцах и на И береговых авиабазах) ожидается сэкономить свыше 1,4 млрд долла- ров. Это происходит за счет сокращения площади помеще- ния для технического обслуживания самолетов и числен- ности обслуживающего персонала (более чем в четыре ра- за), уменьшения количества используемого оборудования и расходов на запасные части. Так, для обслуживания электронной аппаратуры самолетов F-14A, Е-2С и S-3A с помощью четырех систем VAST требуются 34 человека, а при использовании обычного оборудования — 138. Другая система ВАСЕ предназначена для проверки бортовой аппаратуры радионавигации, РЭБ и автоматиче- ского управления полетом самолетов А-6 «Интрудер», А-5С «Виджилент» и других. Американские специалисты считают повышение ремон- топригодности и надежности палубных самолетов еще од- ним направлением решения проблемы их технического об- служивания и ремонта. Например, у самолета F-14A обес- печен легкий доступ ко всем его системам, люки и двери,, предназначенные для осмотров, открываются с помощью стандартного инструмента, места обслуживания систем1 имеют четкое обозначение, двигатели взаимозаменяемые, их можно заменить в сравнительно короткое время. Встро- енная система проверки исправности электронной аппара- туры автоматически контролирует системы самолета и оружия. У самолета F-18 «Хорнет» морской авиации тре- бования надежности, ремонтопригодности и простоты тех- нического обслуживания включены в гарантированные ха- рактеристики. Например, среднее время налета на отказ должно составить 3,7 ч, а трудозатраты на 1 ч полета 18ч. Эти показатели в 1,5—2 раза лучше, чем у находящихся на вооружении самолетов А-7Е и F-4J. Гарантируется, что три специалиста подготовят самолет к повторному вылету за 15 мин, а для замены двигателя четырем техникам по- требуется 41 мин. По мнению специалистов ВМС, имеют значение и такие второстепенные факторы, как обеспеченность вспомогатель- ным передвижным оборудованием для обслуживания само- летов, форма одежды специалистов авиационной и боевой части по техническому обслуживанию и ремонту и т. д. Так, на авианосце «Саратога» используются: 18 тракторов- тягачей, семь передвижных компрессоров высокого давле- ния, девять колесных гидравлических домкратов, семь пе- редвижных тележек с емкостями для жидкого кислорода, 318 16 передвижных тележек для перевозки двигателей само- летов и других громоздких грузов, два вилочных погруз- чика грузоподъемностью 6,8 т и восемь грузоподъемностью 2,7 т. Оборудование покрашено в желтый цвет. Личный состав каждого дивизиона авиационной боевой части во время вахты носит форму отличительной расцвет- ки с символами на груди и спине: 1-й дивизион — шлем и куртка голубые, 2-й — зеленые, 3-й — куртка голубая, шлем белый, 4-й и 5-й — пурпурные. Различны и символы: у специалистов 1-го дивизиона на куртке спереди и сзади нанесен личный номер, во 2-м ди- визионе у обслуживающих аэрофинишеры на спине куртки сзади — буква Л, у обслуживающих катапульты — С, в 3-м дивизионе на куртке спереди и сзади сделана надпись «Оператор подъемника», у 4-го дивизиона на куртке сза- ди — буква G. Личный состав групп технического обслуживания авиа- эскадрильи также имеет форму, отличающуюся по цвету. * * * В заключение следует отметить, что автор попытался комплексно рассмотреть особенности авианосцев и авиа- несущих кораблей, базирующихся на них самолетов раз- личного назначения, их силовых установок, взлета и посад- ки самолетов в специфических условиях движения палубы и вихреобразований внешнего потока, особенностей приме- нения, эксплуатации и ремонта корабельных самолетов. Конечно, в соответствии с наименованием книги в ней главное внимание уделено характеристикам и особенно- стям конструкции самолетов различного типа и предназна- чения. Наряду с катапультным взлетом корабельных само- летов рассмотрены новые виды взлета: трамплинный, вер- тикальный и короткий. Корабельные самолеты — это ин- тенсивно развивающийся вид авиации, ему присущи спе- цифические, а иногда и уникальные условия применения, которые оказывают влияние на их компоновку и конст- рукцию. ОГЛАВЛЕНИЕ Стр. Введение ................ 3 Глава 1. Авианосцы. Авианесущие корабли (краткая харак- теристика) ..............10 1.1. Авианосцы.............10 1.1.1. Технические средства обеспечения полетов самоле- тов на авианосцах.......... 16 1.1.2. Особенности боевого применения авианосцев . . 26 1.2. Авианесущие корабли.......... 31 Глава 2. Характеристики и особенности конструкции кора- бельных самолетов............40 2.1. Внешние условия воздействия на летательный аппарат при движении авианосца, взлете и посадке его на палу- бу корабля ............. 40 2.2. Характеристики и особенности конструкции корабельных самолетов катапультного взлета и аэрофинишерной по- садки ........... ... 60 2.3. Характеристики и особенности конструкции корабельных самолетов вертикального (короткого) взлета и посадки 136 Глава 3. Взлет корабельных самолетов с палубы корабля . 165 3.1. Катапультный взлет........ 165 3.2. Взлет с коротким разбегом....... 181 3.3. Трамплинный взлет........- . 194 3.3.1. Трамплинный взлет самолетов вертикального взле- та и посадки (СВВП)......... 195 3.3.2. Трамплинный взлет обычных самолетов . . . 206 3.4. Вертикальный взлет....... . . . 226 3.4.1. Подсасывающее действие выхлопных струй и оп- ределение его влияния на подъемную силу СВВП . 227 3.4.2. Взаимодействие выхлопных струй с внешним по- током и их попадание на вход в двигатели . . . 242 Глава 4. Посадка корабельных самолетов на палубу корабля 259 4.1. Аэрофинишерная посадка ....... 295 4.2. Вертикальная посадка..........272 Глава 5. Особенности применения, эксплуатации и ремонта ко- рабельных самолетов и вертолетов ....... 300 5.1. Особенности применения корабельных самолетов и вер- толетов.............. 300 5.2. Организация и управление полетов палубных самоле- тов и вертолетов........... 303 5.3. Обеспечение полетов палубных самолетов авиационной боевой частью............307 5.4. Техническое обслуживание и ремонт самолетов на авиа- носцах ........... ... 311