Летательные аппараты нетрадиционных схем

Глава 6 Самолеты с крыльями другой формы

Размеры и формы традиционных крыльев сегодняшнего дня в значительной степени такие же, как и те, которые создавались пионерами авиации еще в прошлом веке. Братья Райт показали, что такие крылья достаточно практичны. Вот почему в настоящее время все еще используются крылья со средним удлинением 6 и поверхности хвостового горизонтального оперения с площадью 12…25 % площади крыла, расположенные на расстоянии примерно трех хорд позади центра масс самолета.

Некоторые из авиационных конструкторов используют другие подходы к созданию летательных аппаратов; кое-кто из них идет по пути радикального изменения тех или иных ставших стандартными технических решений. Некоторые из этих поисков завершаются успехом, найденные новые технические решения развиваются и постепенно становятся традиционными. К их числу относятся самолеты схемы «бесхвостка», самолеты с треугольным крылом, вертолеты и автожиры, рассмотренные в предыдущих главах.

Что касается нетрадиционных схем крыла, то их существует огромное множество, причем некоторые из них к тому же работают на нетрадиционных принципах. Следует все же отметить, что большинство даже нетрадиционных крыльев все-таки основано на принципе создания подъемной силы при обтекании набегающим воздушным потоком аэродинамической поверхности (реже - при прохождении потока через нее). Иногда нетрадиционные крылья устанавливаются на самолеты с вполне традиционным фюзеляжем; в других случаях использование нетрадиционного крыла ведет к созданию совершенно оригинального летательного аппарата.

Тот факт, что вполне традиционные крылья иногда используются в большем, чем характерно для традиционных самолетов, количестве, или то, что эти крылья размещаются на самолете в необычных местах, не позволяет классифицировать их как нетрадиционные (то же относится и к складывающимся крыльям). Некоторые самолеты с большим числом крыльев часто рассматриваются как летательные аппараты с тандемным крылом (см. гл. 2).

Наиболее часто встречающимся видом полиплана, даже в современной авиации, является биплан. Следует, правда, отметить, что в настоящее время бипланы составляют менее 5 % самолетов парка мировой авиации. Перед первой мировой войной количество полипланов и монопланов было примерно одинаковым, и свойственные полипланным схемам преимущества по маневренности и прочности стали причиной того, что вплоть до конца 1920-х гг. монопланная схема не получила преобладающего развития. Во времена первой мировой войны даже трипланы были довольно распространенным типом самолетов.

Главное преимущество полипланной схемы состоит в том, что она обеспечивает требуемую площадь при меньшем размахе. Это позволяло повысить маневренность, упростить производство, наземную эксплуатацию и хранение самолетов, что важно в военном деле. По мере того, как после окончания первой мировой войны влияние военных кругов на авиационную промышленность стало уменьшаться, обеспечиваемые монопланной схемой преимущества в дальности, стоимости и улучшении общей аэродинамики стали способствовать повсеместному распространению этой схемы. Влиятельные представители военных кругов на протяжении нескольких лет пытались противодействовать такой тенденции, но постепенно и они осознали более широкие возможности монопланов. В настоящее время бипланы встречаются только среди сельскохозяйственных или спортивных самолетов. Бипланы очень популярны в модном сейчас ретроавиационном движении, но это объясняется лишь тем, что бипланы в наш технотронный век лишь забавный анахронизм.

• Полиплан д'Эквилли

Если одно крыло хорошо, а два еще лучше, почему же не сделать 7? Вероятно, семикрылый самолет д’Эквилли самый редкий из полипланов.

Этот самолет, разработанный в 1909 г., не являлся самолетом с кольцевым крылом; просто в эллиптический контур были включены 7 плоских крыльев (рис. 6.1).

Рис. 6.1. Французский полиплан д’Эквилли (1909 г.)

Относительно большой воздушный винт довольно традиционно приводился в движение от высокооборотного двигателя с помощью цепной передачи, что позволяет отнести на значительное расстояние ось воздушного винта от двигателя и уменьшить скорость вращения пропеллера относительно скорости вращения вала двигателя. В то время некоторые авиаторы считали, что винт работает аналогично тому, как это происходит при гребле веслом. Действительно, некоторые самолеты успешно летали с воздушными винтами типа «весло», как и показанный на фотоснимке самолета д’Эквилли.

• «Летающие блины»

Прозвище «летающий блин» появилось применительно к различным самолетам задолго до того, как «летающими тарелками» стали называть после второй мировой войны реальные или вымышленные аппараты пришельцев из космоса. Прозвище «летающий блин» явилось вполне естественным для самолетов с круглой или близкой к ней формой. С времен братьев Райт различные авиационные конструкторы неоднократно предлагали схемы самолетов с крылом в форме круга. Некоторые из этих самолетов летали, тогда как другие так никогда и не оторвались от земли. Одним из ранних примеров самолетов такого рода, название которого, к сожалению, потеряно для истории, является показанный на рис. 6.2 самолет начала 1900-х гг.

Рис. 6.2. Управляемый по трем осям аппарат с круглым крылом (начало 1900-х гг.).

Этот аппарат служил в свое время доказательством изобретения Гленом Кертиссом самолета в ходе проводившегося им процесса против братьев Райт. Пытаясь доказать, что в некоторых построенных до «Флайера» самолетах использовалась (хотя бы частично) система управления, подобная разработанной братьями Райт, Кертисс надеялся добиться признания недействительным полученного ими патента. Показанный на рис. 6.2 биплан с круглым крылом был снабжен поверхностями аэродинамического управления по крену, напоминающими элероны, однако эта и несколько других машин, оснащенных органами управления относительно трех осей, не помогли Кертиссу выиграть судебный процесс у братьев Райт.

Для того чтобы обеспечить условия наибольшего благоприятствования для создания самолетов, во время первой мировой войны группой авиационных предпринимателей был образован патентный пул, включающий патент братьев Райт, а также большое количество патентов Кертисса и других авиационных конструкторов. Судебный иск об авторских правах так и не был разрешен, а в 1923 г. срок действия патента закончился.

• Полукруглый «Фарман 1020»

Некоторые «летающие блины» не обладали идеально круглым крылом, а скорее напоминали блин, разрезанный пополам. К числу таких самолетов относится французский самолет «Фарман 1020», созданный в 1934 г. (рис. 6.3). При разработке машины возникли интересные проблемы с размещением поверхностей аэродинамического управления. Традиционные элероны были установлены на выступающих законцовках крыла, а на задней кромке крыла были размещены закрылки с большой хордой. Традиционное хвостовое оперение располагалось на конце фюзеляжа.

Рис. 6.3. Французский самолет «Фарман 1020» (1934 г.) с традиционными поверхностями хвостового оперения за полукруглым крылом, оснащенным закрылками и выступающими элеронами.

• «Нимут Парасол»

Первым самолетом с идеально круглым крылом, который на протяжении достаточно долгого времени летал, был американский «Нимут Парасол», построенный в 1934 г. (рис. 6.4).

Рис. 6.4. Американский моноплан «Нимут Парасол» с идеально круглым крылом, оснащенным закрылками и элеронами.

Этот самолет представлял собой традиционный подкосный моноплан (крыло располагалось над фюзеляжем на подкосах, аналогично тому, как это делается в традиционных бипланах), если не считать формы крыла. Круглое крыло самолета имело на законцовках элероны.

По мнению разработчиков, главным достоинством этого двухместного самолета, оснащенного радиальным двигателем «Уорнер Чераб» мощностью 110 л. с. (80,8 кВт), являлось то, что малое удлинение крыла позволяло выполнять полет при больших, чем обычные, углах атаки, что, в свою очередь, гарантировало медленное и безопасное снижение, аналогичное снижению на парашюте. Нет нужды говорить, что «Нимут Парасол», построенный студентами университета г. Майами, так никогда и не вышел из статуса опытного самолета.

• Летающие крылья «Эрап»

Одним из успешно летающих «блинов», зарекомендовавшим себя столь хорошо, что были построены 4 опытные машины, стал разработанный врачом из Саут-Бенда (шт. Индиана) Клодом Снайдером летательный аппарат «Эрап». На него произвела впечатление очевидная устойчивость полета изготовленной им в 1929 г. модели, имеющей форму каблука. Это навело Снайдера на мысль, что данная форма является подходящей для крыла самолета, вследствие чего он построил несколько летающих моделей такого типа.

Эти модели оказались удачными. Снайдер подал заявку на изобретение и получил патент, а впоследствии и спроектировал пилотируемый планер, в постройке которого ему помогали студенты местного колледжа. Планер имел характерную форму каблука; крыло планера оснащалось рулем высоты по всему размаху закругленной задней кромки. На двух длинных гребнях, расположенных вдоль верхней поверхности законцовок крыла, устанавливались рули направления и элероны (рис. 6.5).

Рис. 6.5. «Летающий каблук» «Эрап» (планер 1932 г.)

С начала 1932 г. Снайдер выполнил несколько успешных полетов, а затем установил на планер вблизи передней кромки крыла четырехцилиндровый двигатель от мотоцикла мощностью 26 л. с. (19,1 кВт). Летно-технические характеристики самолета оказались неудовлетворительными.

С помощью профессионального инженера Рауля Хофмана Снайдер после этого спроектировал вторую модель, которая отличалась более традиционными «самолетными» формами. Этот самолет получил название «Эрап-2» (название самолета возникло от английских слов air up). Самолет оснащался двигателем «Континенталь Л-40» мощностью 37 л. с. (27,2 кВт). Этот самолет успешно летал на протяжении нескольких лет. Размах его крыла составлял лишь 4,88 м, что следует отнести к преимуществам использования крыла малого удлинения, но шарнирно установленные на законцовках элероны привели к увеличению размаха крыла до 5,8 м (рис. 6.6).

Рис. 6.6. Оснащенный двигателем «Эрап-2» с выступающими элеронами.

На самолете использовались традиционные киль и руль направления, а на задней кромке крыла размещались два руля высоты и большой закрылок в центральной части. С учетом располагаемой мощности силовой установки «Эрап-2» показал великолепные летно-технические характеристики — максимальная скорость полета составляла 156 км/ч, а посадочная скорость всего 37 км/ч.

После «Эрап-2» был построен «Эрап-3» с силовой установкой мощностью 80 л. с. (58,8 кВт), в котором поверхности горизонтального хвостового оперения были закреплены на верхней части вертикального оперения, что получило впоследствии название «Т-образного хвостового оперения». «Эрап-3» оснащался установленными на внутренней поверхности крыла элеронами. Этот самолет летал не очень хорошо и потерпел аварию до того, как завершились доводочные работы.

«Эрап-4» представлял собой усовершенствованный «Эрап-3» и на протяжении нескольких лет успешно летал, однако доктор Снайдер разорился, и оба «летающих каблука» были проданы с молотка.

• V-173/XF5U-1 фирмы «Воут»

До сегодняшнего времени наиболее удачным «летающим блином» является американский самолет V-173 фирмы «Воут» (г. Стретфорд, шт. Коннектикут), построенный в 1942 г. (рис. 6.7).

Рис. 6.7. Знаменитый «летающий блин» Y-173 фирмы «Воут», построенный для ВМС США в 1942 г. в качестве экспериментального самолета.

Этот самолет представлял собой легкомоторную летающую модель предложенного фирмой нетрадиционного истребителя (аналогично тому, как это было сделано с C-W24B).

Уникальный самолет V-173 является детищем Чарльза X. Циммермана, который построил успешно летавшую модель такой схемы в середине 1930-х гг. Впоследствии ему удалось заинтересовать фирму «Воут» в возможности военного использования самолета этой схемы. В нарушение принятой в американской военной промышленности практики одна опытная машина была исследована в аэродинамической трубе NASA в Лэнгли-Филд (шт. Виргиния) для проверки принципиальной возможности выполнять полеты на этом самолете (а не для совершенствования аэродинамики, как это обычно делается).

Секрет успеха V-173 состоял в использовании двух малоскоростных винтов большого диаметра, приводимых в движение двумя двигателями «Континенталь А-80» мощностью 80 л. с. (58,8 кВт), полностью размещенными в крыле. Воздушный поток от пропеллеров, проходящий над крылом, создавал дополнительную подъемную силу, как бы увеличивая эффективное удлинение крыла и снижая индуктивное сопротивление крыла малого удлинения при полете на малых скоростях. V–173 оснащался прикрепленными к горизонтальному оперению элевонами. Эти аэродинамические поверхности выходили из кромки крыла непосредственно перед килями, снабженными рулями направления.

V-173 выполнил первый полет 23 ноября 1942 г. В ходе летных испытаний самолет налетал 131 ч. Максимальная скорость полета составляла 241,5 км/ч. Самолет был способен выполнять посадку со скоростью 56,4 км/ч при очень большом угле атаки 36°.

Успех V-173 привел к тому, что в 1943 г. ВМС США заключили контракт на разработку двухдвигательного истребителя XF-5 U-1 (рис. 6.8) (буква X соответствует экспериментальному самолету, F - истребитель, 5 - порядковый номер истребителей ВМС США, разработанных фирмой «Воут», U - обозначение фирмы «Воут» в классификаторе ВМС США). Самолет оснащался двумя двигателями фирмы «Пратт-Уитни» R-2000-7 мощностью 1350 л. с. (992 кВт).

Рис 6.8. Истребитель ВМС США XF5U-1 развитие концепции «летающего блина».

Возникшие в процессе разработки трудности и невысокий приоритет программы задержали постройку истребителя до 1948 г. К тому времени авиация ВМС США перешла на реактивные самолеты, a XF-5U-1 был заброшен. Попытки фирмы «Воут» выполнить хотя бы один полет на этом самолете успеха не имели — по сути дела, ВМС запретили проведение такого полета.

• «Боне-Лабранш»

Другой подход к решению аэродинамических проблем крыла малого удлинения для своего «летающего блина» использовал в 1908 г. французский авиатор Боне-Лабранш. Созданный им самолет напоминал «Вуазен» или «Фарман» с толкающим винтом и длинной хвостовой балкой, у которого площадь между верхним крылом и традиционным для того времени бипланным горизонтальным хвостовым оперением была «заполнена» крылом для обеспечения дополнительной несущей поверхности. Этот самолет оснащался также передним горизонтальным оперением, практически никак не связанным с конструкцией крыла (рис. 6.9). Отметим, что нижний горизонтальный стабилизатор имел вогнутый профиль для обеспечения некоторой подъемной силы, тогда как верхний стабилизатор был плоским и служил в качестве задней кромки крыла.

Рис. 6.9. Французский самолет «Боне-Лабранш» (1908 г.). Пространство между верхним крылом и горизонтальным оперением заполнено несущей поверхностью.

• Тандем Гиводана

Так как переднее и заднее крылья этого созданного в 1909 г. самолета имели одинаковые размеры, его можно классифицировать как самолет с тандемным крылом. В то же время уникальная форма крыла позволяет рассматривать этот летательный аппарат как нетрадиционный самолет с кольцевым круглым крылом (рис. 6.10).

Рис. 6.10. Французский самолет с кольцевыми крыльями «Гиводан» (1919 г.)

Трудно понять, для чего изобретатель придал крыльям столь необычную форму — у такого крыла слишком мало горизонтальной поверхности, способной обеспечить достаточную несущую способность, но в то же время имеются значительные вертикальные участки, которые не создают подъемной силы вообще. Так как поверхности крыльев были плоскими, они, очевидно, не создавали подъемную силу так, как это делают обычные профилированные крылья. Внешне самолет Гиводана своими одинаковыми по размерам кольцевыми крыльями напоминал увеличенный коробчатый змей с закругленными краями. Переднее крыло было выполнено подвижным для обеспечения управляемости самолета.

Стреловидные крылья применялись в практике авиастроения до первой мировой войны. Эти крылья можно считать традиционными, хотя иногда они имеют незначительные модификации с целью решения некоторых специальных задач. В целом, пропорции, конструкция, а также средства механизации и управления (например, элероны и закрылки) стреловидных крыльев остаются такими же, как на обычных прямых крыльях, вне зависимости от угла стреловидности.

В случае прямого крыла (имеющего постоянную по длине хорду от законцовки до корневой части) угол стреловидности обычно измеряется по передней кромке крыла. Для сужающихся крыльев угол стреловидности измеряется по линии четвертей хорд. Стреловидность треугольных крыльев определяется, как правило, по передней кромке.

Стреловидные крылья (в том числе и крылья обратной стреловидности) используются по трем основным причинам: а) для решения проблем балансировки, б) для размещения органов управления самолетом по тангажу на достаточном плече относительно центра масс; в) для затягивания начала волнового кризиса при полете с большими скоростями (более 950 км/ч).

Необходимость выполнения высокоскоростных полетов привела к появлению новой конструктивной особенности скоростных самолетов - крыла с изменяемой в полете стреловидностью. Такое крыло устанавливается под углом минимальной стреловидности для обеспечения максимальной подъемной силы в процессе взлета и посадки, а при полете с большими скоростями крыло переводится в положение максимальной стреловидности для получения высоких характеристик сверхзвукового полета.

Возникающие при проектировании и постройке самолетов с крылом изменяемой стреловидности проблемы очень сложны; использование такой схемы приводит к существенному увеличению массы и стоимости самолета. К числу возникающих обычно при создании таких самолетов проектных проблем следует отнести аэродинамические проблемы балансировки, связанные с изменением положения крыла, и необходимость применения достаточно мощного и надежного поворотного узла, способного нести всю нагрузку, приходящую с консоли крыла. Кроме того, значительные конструктивные трудности возникают из-за необходимости придания грузам, размещаемым под поворотными консолями крыла, направления, параллельного направлению полета независимо от угла стреловидности крыла.

Следует сказать еще несколько слов о влиянии крыла изменяемой стреловидности па летно-технические характеристики самолета. При изменении конфигурации крыла от минимальной стреловидности к максимальной размах крыла и относительная толщина профиля уменьшаются, вследствие чего изменяются характеристики крыла. Так как консоль крыла представляет собой жесткую конструкцию, очевидно, что физически толщина крыла не меняется, но изменяется отношение толщины профиля к величине хорды, построенной по направлению воздушного потока (см. рис. 6.11).

Рис. 6.11. Относительная толщина профиля крыла (поточная) уменьшается по мере увеличения стреловидности. Физически толщина крыла остается неизменной (Т₁ = Т₂), но происходит увеличение поточной длины хорды крыла (С₂ > C₁).

• «Юнкерс» Ju.287

Первым крупным самолетом, в котором использовались аэродинамические преимущества стреловидного крыла, стал созданный во времена второй мировой войны в Германии экспериментальный самолет Ju.287. Это был по-настоящему новаторский проект. На этом четырехдвигательном реактивном бомбардировщике, кроме стреловидного крыла (причем обратной стреловидности, а не прямой), применена весьма нетрадиционная схема размещения двигателей (в отдельных гондолах, установленных в носовой части фюзеляжа и под крылом). Кроме того, для сокращения взлетной дистанции на самолете применялись отделяемые после использования ракетные ускорители на твердом топливе (рис. 6.12).

Рис. 6.12. Немецкий реактивный бомбардировщик «Юнкерс» Ju.287 с крылом обратной стреловидности (1945 г.).

Самолет создавался в очень сжатые сроки, поэтому в конструкции был использован ряд агрегатов существующих самолетов — фюзеляж известного бомбардировщика «Хейнкель» 177А и хвостовое оперение самолета Ju.388. Для довольно скоростного самолета (800 км/ч) Ju.287 имел неадекватное шасси. Конечно же, такое решение было связано с экспериментальными задачами разработанного самолета. Первый полет состоялся в феврале 1945 г. Уже на начальном этапе испытаний первый Ju.287U-1, оснащенный четырьмя двигателями «Юмо 004В» фирмы «Юнкерс» (тяга 950 даН), достиг максимальной скорости 815 км/ч, что превышало скорость любого поршневого истребителя тех времен. Взлетная масса бомбардировщика 22550 кг.

Скоро стал совершать испытательные полеты и второй экземпляр Ju.287. Оба экземпляра этого бомбардировщика достались наступающим войскам Советской Армии.

• F-86 «Сейбр» фирмы «Норт Америкен»

После успешной демонстрации возможностей турбореактивных двигателей в Англии и Германии в начале второй мировой войны все основные авиационные фирмы включились в разработку реактивных боевых самолетов. Первым реактивным самолетом, поступившим на вооружение, был немецкий «Мессершмитт» Ме-262, имевший небольшую стреловидность крыла. Все прочие реактивные истребители, созданные до конца войны, оснащались прямыми крыльями, причем некоторые из них строились серийно.

Результаты германских исследований стреловидных крыльев подтвердили возможность существенного увеличения максимальной скорости полета при их использовании, и вскоре после войны появилось второе поколение реактивных истребителей с такими крыльями.

В США фирма «Норт Америкен» разработала для ВМС США реактивный истребитель с прямым крылом FJ-1 (F истребитель, a J-«HopT Америкен», фирма, образовавшаяся после реорганизации фирмы «Берлинер-Джойс», которая имела в вооруженных силах США идентификационный символ J). Проект этого самолета лег в основу разработки нового истребителя ВВС США ХР-86 со стреловидным крылом (стреловидность 35°) и оперением. ХР-86 (рис. 6.13), первый полет которого состоялся 1 октября 1947 г., на некоторое время установил мировой стандарт для реактивных истребителей.

Рис. 6.13. Первый американский серийный истребитель F-86 «Сейбр» фирмы «Норт Америкен» с крылом большой стреловидности (35°). На снимке показана модификация F-86E-10.

Наиболее скоростная модель этого самолета — F-86 оснащалась реактивным двигателем J-47 фирмы «Дженерал электрик» тягой 34 кН. Взлетная масса самолета составляла 7660 кг; вооружение самолета включало 6 пулеметов калибра 12,7 мм. Высокий расход топлива несколько компенсировался за счет использования внешних топливных баков (а впоследствии и дозаправки самолета в воздухе). Не очень хорошие характеристики сваливания, присущие этому одному из первых самолетов со стреловидным крылом, были улучшены путем введения автоматически отклоняемых при полете на малых скоростях выдвижных предкрылков. При их отклонении образовывалась щель, которая существенно улучшала процесс обтекания крыла и задерживала сваливание. Хотя F-86 был довольно скоростным самолетом (максимальная скорость на уровне моря 1138 км/ч), способным превышать М = 1 в пологом пикировании, эра сверхзвуковых истребителей в то время еще не наступила.

Разработанная для ВМС США модификация — FJ-2 - существенно отличалась от FJ-1. Всего было построено 9623 самолета Р-86 (после июня 1948 г. F-86). Он стал основным боевым самолетом ВВС США в корейской войне; последний самолет этого типа был поставлен ВВС США в декабре 1956 г. Еще в 1983 г., через 36 лет после первого вылета ХР-86, несколько самолетов этого типа использовались при проведении различного рода экспериментальных исследований.

• F9F2 «Пантера» и F9F6/8 «Кугуар» фирмы «Грумман»

Некоторым конструкторам реактивных самолетов удалось переделать свои базовые модели с прямым крылом в самолеты со стреловидным крылом уже после начала серийного производства. Этим путем пошла и фирма «Грумман эркрафт» - ведущий в США разработчик истребителей для ВМС США.

Фирма «Грумман» спроектировала однодвигательный истребитель F9F (F — истребитель, 9 - девятый истребитель ВМС фирмы «Грумман», вторая буква F - обозначение фирмы «Грумман» в вооруженных силах США). Это самолет, получивший неофициальное название «Патера», выпускался в пяти модификациях с прямыми крыльями (рис. 6.14).

Рис. 6.14. Истребитель с прямым крылом F9F-5 «Пантера» фирмы «Грумман» авиации ВМС США.

Опытный самолет этого типа XF9F-2 совершил первый полет 24 ноября 1947 г. В процессе серийного производства самолеты этого типа были оснащены новым стреловидным крылом (стреловидность 35°), и эта модификация, выпускавшаяся под обозначениями F9F-6 и F9F-8, получила название «Кугуар» (рис. 6.15). Первый полет на XF9F-6 был выполнен 20 сентября 1951 г.

Рис. 6.15. В результате установки на фюзеляж истребителя «Пантера» крыла со стреловидностью 35° были созданы самолеты F9F-6 и -8 «Кугуар». На снимке показан разведчик F9F-8P. Отметим размещение фотокамеры в увеличенной носовой части фюзеляжа.

Использование стреловидного крыла и замена двигателя «Пратт-Уитни» J-48-6 тягой 28,35 кН на двигатель J-48-8 тягой 32,9 кН позволили увеличить максимальную скорость самолета с 932 км/ч на высоте 1500 м для F9F-5 до 1110 км/ч на высоте уровня моря для F9F-6. Всего было построено 3077 «Пантер» и «Кугуаров».

• В-47 «Стратоджет» фирмы «Боинг»

Вторым после Ju.287 реактивным бомбардировщиком со стреловидным крылом стал ХВ-47 фирмы «Боинг», совершивший первый вылет 17 декабря 1947 г. Разработка этого самолета начиналась в рамках программы создания для ВВС США бомбардировщика с прямым крылом, но после того, как американские авиационные инженеры получили доступ к немецким исследованиям стреловидных крыльев, бомбардировщик был полностью перепроектирован под установку стреловидного крыла. В результате столь оперативной деятельности ХВ-47 стал первым бомбардировщиком со стреловидным крылом (угол стреловидности 35"), поступившим на вооружение ВВС.

ХВ-47 оснащен шестью двигателями J-35-2 фирмы «Дженерал электрик» тягой 17,0 кН, которые размещались в четырех мотогондолах под крылом. Крыло имело необычно большое удлинение — 9,42. Вместо того, чтобы устанавливать все двигатели около центра крыла, конструкторы поместили два двигателя на каждой консоли крыла в общую мотогондолу, а третий двигатель каждой консоли располагался около законцовки крыла (рис. 6.16).

Рис. 6.16. Знаменитый шестидвигательный самолет В-47 фирмы «Боинг» со стреловидным (35°) крылом. На снимке показан серийный самолет В-47А 1951 г.

Благодаря применению стреловидного крыла новый бомбардировщик обладал столь большой скоростью полета, что пришлось несколько изменить тактику применения бомбардировочных групп вообще, а в качестве вооружения оказалось достаточно дистанционно управляемой турельной пушечной установки, размещенной в хвостовой части фюзеляжа.

Поставки В-47А с двигателями J-47 фирмы «Дженерал электрик» (тяга 23,6 кН) начались в декабре 1950 г. Последние из 2060 построенных самолетов этого типа (фирмами «Боинг», «Локхид» и «Дуглас») были поставлены в феврале 1957 г. Самолеты этого типа находились на вооружении ВВС США вплоть до 1969 г.

• Экспериментальный самолет Х-29

В то время как реактивные самолеты с крылом положительной (или прямой) стреловидности в 1950-1960-х гг. успешно завоевали «пятый» океан и стали привычными, фирма «Грумман» разработала и начала летные испытания экспериментального самолета с крылом отрицательной (обратной) стреловидности. Самолет получил обозначение Х-29, а его первый взлет состоялся летом 1984 года. Следует отметить, что самолеты с крылом обратной стреловидности периодически появлялись в…

_{… часть текста отсутствует…}

TFX (F-111) стал первым современным американским истребителем, спроектированным исходя из требований двух различных родов вооруженных сил-ВВС и ВМС США. Расчетные варианты полетных заданий, определенные представителями этих родов войск, оказались несовместимыми, что привело, в конечном счете, к созданию двух различных моделей — F-111А (фирмы «Конвэр») для ВВС США и F-111B (фирмы «Грумман») для ВМС США. Самолет F-111B имел увеличенный по сравнению с F-111A размах крыла.

В этом двухместном самолете летчики располагались в кабине рядом. Первый полет F-111A был выполнен 21 декабря 1964 г. Самолет оснащался двумя двигателями TF-30 фирмы «Пратт-Уитни» тягой 90,7 кН. Стреловидность крыла изменялась от 16° до 72,5°, вследствие чего размах крыла уменьшался с 19,2 м до 9,7 м. Максимальный размах самолета F-111В составлял 21,3 м. У обеих моделей практически полностью отсутствует зазор между задней кромкой крыла и передней кромкой горизонтального оперения при положении крыла, соответствующем максимальной стреловидности. Поэтому при максимальной стреловидности крыла аэродинамическая схема самолета весьма близка к «бесхвостке» с треугольным крылом. Взлетная масса F-111А составляет 31750 кг, при этом максимальная скорость полета на высоте 12200 м достигает 2660 км/ч (М = 2,5). Вооружение самолета состоит из различных управляемых ракет класса воздух — воздух и воздух-поверхность; FB-111 является бомбардировщиком.

Рис. 6.17. Экспериментальный самолет с крылом обратной стреловидности Х-29А фирмы «Грумман».

Рис. 6.18. Истребитель с крылом изменяемой стреловидности F-111A, сфотографированный во время выкатки в октябре 1964 г. (крыло в положении минимальной стреловидности).

Рис. 6.19. F-111A с крылом в положении максимальной стреловидности.

Рис. 6.20. F-111A в полете. На фотоснимках показан полный цикл изменения стреловидности крыла.

• Экспериментальный самолет AD-1

Самолеты с изменяемой стреловидностью крыла, рассмотренные в этой главе, имеют ряд недостатков, основными из которых являются:

— смещение аэродинамического фокуса при изменении стреловидности, что приводит к увеличению балансировочного сопротивления;

— возрастание массы конструкции из-за наличия силовой балки и закрепляемых на ней поворотных шарниров консолей, а также уплотнителей убранного положения крыла.

Оба недостатка приводят в конечном итоге к уменьшению дальности полета или массы перевозимой полезной нагрузки.

По мнению специалистов NASA, указанных недостатков лишены самолеты с крылом асимметрично изменяемой стреловидности (КАИС). В этой схеме крыло крепится к фюзеляжу с помощью одного поворотного шарнира, и изменение стреловидности консолей при повороте крыла происходит одновременно, но имеет противоположный характер. Сравнительный анализ самолетов, выполненных по стандартной схеме с изменяемой стреловидностью и КАИС специалистами NASA, показал, что для второй схемы лобовое сопротивление уменьшится на 11–20 %, масса конструкции на 14 %, волновое сопротивление при полете на сверхзвуковых скоростях - на 26 %.

Однако применение КАИС влечет за собой и ряд недостатков. Во-первых, при большом угле стреловидности консоль с прямой стреловидностью имеет больший эффективный угол атаки, чем консоль с обратной стреловидностью, что приводит к асимметрии лобового сопротивления и, как следствие, к возникновению паразитных разворачивающих моментов по крену, тангажу и рысканию. Во-вторых, для КАИС характерны вдвое больший рост толщины пограничного слоя вдоль размаха, и любой несимметричный срыв потока вызывает интенсивные возмущения; однако, несмотря на эти негативные эффекты, авиационные специалисты считают, что их устранение может быть осуществлено путем применения цифровой системы электродистанционного управления, автоматически воздействующей на органы аэродинамического управления в зависимости от скорости полета, угла атаки и угла стреловидности крыла, а также применения системы сдува (отсоса) пограничного слоя с крыла, управляемой от ЭСДУ.

В феврале 1979 г. по заказу NASA фирмой «Берт Рутан скейлд композите» была завершена постройка экспериментального самолета AD-1 с КАИС (рис. 6.21), а в период с 1979 по 1981 г. были проведены его летные испытания. Первый полет самолета состоялся 29 декабря 1979 г.

Рис. 6.21. Экспериментальный самолет AD-1 с одношарнирным крылом асимметрично изменяемой стреловидности (1981 г.). Крыло в положении 45°.

Самолет имеет трапециевидное крыло большого удлинения, шарнирно закрепленное на верхней части фюзеляжа. Угол стреловидности может изменяться от 0 до 60°. Размах крыла составляет 9,75 м, а его площадь 8,6 м². Два турбореактивных двигателя фирмы «Эймс индастриал» суммарной тягой 2 кН обеспечивали самолету взлетной массой 900 кг скорость 400 км/ч.

На основании результатов испытаний, в которых приняли участие 17 летчиков, было сделано заключение о целесообразности использования КАИС в перспективных самолетах следующего поколения.

В 1985 г. фирма «Рокуэлл интернешнл» получила контракт на разработку и изготовление экспериментального сверхзвукового самолета с КАИС. В качестве прототипа фирмой был выбран самолет «Крусейдер», на котором предполагалось заменить обычное крыло на КАИС и установить цифровую ЭСДУ. Модернизированный F-8 (рис. 6.22) должен иметь взлетную массу ~ 12000 кг, скорость полета М = 1,6 на высоте 15 000 м и изменяемый угол стреловидности 0-65°. Размах крыла 16,5 м, а его площадь 28 м².

Рис. 6.22. Экспериментальный самолет F-8 с КАИС.

Первый этап испытаний включает 40 полетов, в которых должны быть достигнуты максимальная скорость и проверено поведение самолета при разных углах стреловидности крыла и эволюциях.

Многие конструкторы пытались внедрить в практику авиастроения принципиально новые формы крыла, совершенно отличные от тех, которые описаны в других разделах этой главы. Часто такие попытки основывались на использовании стандартных фюзеляжей, оперения, силовых установок и шасси. Следует отметить, что ни одна из «гибридных» конструкций не строилась серийно и не заняла сколь-нибудь заметного места в практике авиастроения. Некоторые другие авиационные конструкторы пытались разработать полностью нетрадиционные летательные аппараты, в которых крыло являлось силовой частью аппарата, а двигатели, органы управления и шасси также были довольно необычными. Ряд таких летательных аппаратов описан на следующих страницах данной главы; некоторые из них рассмотрены в гл. 16 (дельтапланы планерного типа были рассмотрены в гл. 4, а летательные аппараты типа вертолетов и винтокрылов — в гл. 5).

В начале 1930-х гг. были предприняты попытки создать круглое крыло совершенно необычной формы - в виде ротора. Цилиндрический ротор Флетнера хорошо зарекомендовал себя на небольших парусных яхтах, где он устанавливался вертикально вместо стандартного парусного вооружения. На этих парусниках цилиндры Флетнера вращались с помощью приводных двигателей.

Когда на вращающийся цилиндр воздействует воздушный поток в виде порыва ветра, на противоположных сторонах цилиндра возникает перепад давлений, известный как эффект Магнуса. В результате возникает боковая сила, направленная под прямым углом к направлению воздушного потока (аналогичный эффект используют разыгрывающие в бейсболе, когда посылают мяч по криволинейной траектории за счет его подкручивания). Парусник с ротором Флетнера, действительно, был способен к самостоятельному передвижению, но не обладал достаточно существенными преимуществами по сравнению с традиционными парусными судами в эпоху существования паровых двигателей и двигателей внутреннего сгорания, не говоря о том, что роторному парусу не нашлось места в парусном спорте.

Несмотря на свои странные крылья и паукообразную схему фюзеляжа и шасси, самолет с роторным крылом Флетнера имел довольно традиционную аэродинамическую компоновку. Двигатель J-6 фирмы «Райт» с воздушным винтом размещался в передней части фюзеляжа (мощность двигателя 300 л. с., или 220 кВт), место пилота находилось в районе центра масс самолета; в хвостовой части фюзеляжа располагалось традиционное оперение (рис. 6.23). Второй двигатель «Америкен Циррус» (мощность 85 л. с., или 62,5 кВт) использовался для раскрутки ротора.

Рис. 6.23. Один из первых экспериментов по использованию в США ротора Флетнера в качестве крыла самолета (1930 г.).

• «Вакуплейн» Э. Леньера

На созданном в 1935 г. самолете «Вакуплейн» использовано крыло весьма оригинальной конструкции. Вместо обычного двояковыпуклого профиля для крыла малого удлинения проф. Э. Леньер из университета г. Майами применил профиль с «открытой верхушкой»; предполагалось, что в области открытой верхней части будет создаваться разрежение, порождающее значительную по величине подъемную силу. Плоская нижняя поверхность крыла должна была предотвратить поступление воздуха в зону мощного разрежения на верхней поверхности крыла (рис. 6.24 6.25).

Рис. 6.24. Американский самолет «Леньер Вакуплейн» (1935 г.).

Рис. 6.25. «Леньер Вакуплейн».

«Вакуплейн», построенный студентами проф. Леньера, оснащался двигателем «Аэронка» мощностью 3 л.с. (2,2 кВт). В конструкции аппарата использовались детали нескольких других существующих самолетов. Небольшие аэродинамические поверхности, расположенные за пределами «вакуумной» секции крыла, служили для установки элеронов, но, вне всякого сомнения, создавали также значительную часть подъемной силы. Самолет успешно летал медленно, но устойчиво. Кроме того, он снижался но команде с большой вертикальной скоростью при полете с малыми скоростями.

• Арочное крыло Кастера

Некоторые конструкторы, увлекаясь навязчивыми идеями, не замечали присущих им принципиальных недостатков. Окрыленный частичным успехом, изобретатель продолжал дальнейшие работы. Часто такая борьба за реализацию некритически воспринятых идей продолжалась десятилетиями.

К числу таких историй необходимо отнести и историю уникального арочного крыла, разработанного американским конструктором Уиллардом Кастером. Идея изобретения пришла к нему, когда он увидел сорванную ветром крышу ангара. Из увиденного он сделал вывод, что такое воздействие объясняется скоростью воздушного потока, обтекающего объект. Перепутав таким образом причину со следствием, он построил серию летательных аппаратов. Принятый Кастером подход заключался в том, чтобы пропускать максимальное количество воздуха через летательный аппарат, а не продвигать машину через воздух.

Испытав несколько моделей, Кастер построил в 1942 г. натурный образец своего летательного аппарата CCW-1 (арочное крыло Кастера № 1). Ключевым элементом этого летательного аппарата являлись полукольцевые секции каждой консоли крыла, расположенные около борта фюзеляжа.

Стенка каждого полукольца имела форму аэродинамического профиля. Толкающий воздушный винт, приводимый в движение двигателем «Лайкоминг» мощностью 75 л. с. (55 кВт), засасывал воздух в полукольцо, придавая ему значительную по величине скорость и создавая таким образом статическую подъемную силу. CCW-1 выполнил несколько полетов, правда, не очень хорошо по стандартным для самолетов критериям, но вполне удовлетворительно с точки зрения Кастера. Концевые секции крыла имели традиционную форму; на них устанавливались элероны. Следует отмстить, что эти концевые секции крыла были достаточно велики для того, чтобы самолет мог летать, используя создаваемую только ими подъемную силу. В то же время дополнительная подъемная сила, возникающая на арочных участках крыла (существующая даже при нулевой воздушной скорости), позволяла получить для всего крыла очень малые скорости сваливания. Низкие скорости полета привели к возникновению других проблем - в основном связанных с недостаточной эффективностью органов управления боковым движением, так как поверхности оперения находились вне движущегося с большой скоростью потока из арочных участков. Этот недостаток был устранен на CCW-1 путем установки небольших элеронов в верхней части арочных участков крыла. Во время второй мировой войны военные провели небольшое исследование возможностей применения такого крыла, но до воплощения на практике дело так и не дошло. Впоследствии Кастер построил на базе фюзеляжа и оперения довоенного легкого самолета «Тейлор» J-2 «Каб» еще один вариант своего самолета — CCW-2 (рис. 6.26).

Рис. 6.26. Послевоенный, второй вариант самолета с арочным крылом CCW-2.

Если самолет взлетал на ветер, то он действительно отрывался от земли и удерживался в воздухе. Этот самолет, вне всяких сомнений, летал за счет использования подъемной силы, создаваемой на арочных участках (хотя небольшие концевые крылышки и были установлены по настоянию Федерального авиационного управления США).

Последней моделью самолетов этого типа стал CCW-5, совершивший первый полет 13 июля 1953 г. Самолет был построен на базе фюзеляжа и оперения самолета «Бауман Бригадир» (легкий двухдвигательный пассажирский самолет с двигателями «Континенталь» мощностью 275 л. с. (202 кВт)). Эффективность создания подъемной силы в полукруглых крыльевых каналах на этом самолете значительно снизилась вследствие использования внушительных по размерам традиционных консолей крыла, которые вполне бы могли обеспечивать полет этого самолета и без полукольцевых участков (рис. 6.27, 6.28).

Рис. 6.27. «Кастер» 1953 г. (CCW-5 с фюзеляжем, крылом и оперением серийного легкого двухдвигательного самолета «Бауман Бригадир».)

Рис. 6.28. «Кастер» CCW-5

CCW-5 со своей комбинацией традиционного и арочного крыльев продемонстрировал весьма впечатляющие полеты на малых скоростях и очень высокую маневренность. Единственная «серийная» модель была выпущена в 1964 г., но дальнейшие заказы отсутствовали, и работы по ней были прекращены.

• «Спид берд» Ларсена

Одни из способов существенного сокращения времени создания нового самолета состоит в использовании тех или иных существующих агрегатов и систем традиционных самолетов. И хотя неоптимизированный планер может и не позволить раскрыть полностью возможности нового конструктивного решения, все же появляется испытательный летательный аппарат, на котором можно проверить и оценить то или иное новшество.

Стандартный двухместный учебно-тренировочный самолет ВС-12 «Тейлоркрафт» использовался для испытаний сравнительно небольшого крыла, разработанного Мерлом Ларсеном из г. Конкорд (шт. Калифорния). Эта цельнометаллическая конструкция напоминала традиционное прямоугольное крыло, оснащенное механизацией задней кромки но всему размаху. Элементы механизации были секционированы, что позволяло осуществлять их дифференциальное отклонение. В этом случае механизация могла выполнять функцию элеронов. Значительная часть площади крыла находилась в высокоскоростном потоке, сходящем с воздушного винта: поэтому крыло было способно создавать более высокую, чем при обычных условиях, подъемную силу. На самолете использовался двигатель «Континенталь» мощностью 85 л. с. (62,5 кВт), который был снят с гоночного самолета класса «Гудьир», построенного ранее Ларсеном.

В первом полете летом 1963 года самолет достаточно хорошо летал, но возникли проблемы с двигателем он перегрелся и в конце концов остановился (капот двигателя был выполнен закрытым, и подвод воздуха оказался недостаточным для обеспечения необходимого охлаждения) (рис. 6.29). В отсутствие сходящего с воздушного винта высокоскоростного потока «Спид берд» начал стремительно терять высоту, и летчику пришлось воспользоваться парашютом…

Рис. 6.29. «Спид Берд» Ларсена (стандартный фюзеляж легкого самолета «Тейлоркрафт» с экспериментальным крылом).

• «Райан Флексуинг»

Одной из первых, но малоуспешных попыток создания мотодельтаплана стала конструкция, разработанная фирмой «Райан аэронотикл» (г. Сан-Диего, шт. Калифорния) по заказу Армии США. Коэффициент подъемной силы крыла Рогалло (дельтаплана) довольно мал по сравнению с обычными аэродинамическими профилями. Дельтаплан, как и воздушный змей, выполняет полет при большом угле атаки, а вся подъемная сила создается за счет отклонения воздушного потока под нижней поверхностью крыла, а не благодаря разделению воздушного потока на аэродинамическом профиле.

Крыло Рогалло характеризуется двумя основными особенностями. Во-первых, это крыло состоит из одной поверхности (толщина его определяется лишь толщиной ткани). Во-вторых, конструкция такого летательного аппарата чрезвычайно проста (см. гл. 4).

Как было продемонстрировано полетами экспериментального мотодельтаплана «Райан Флексуинг» в 1962 г. (рис. 6.30), используемый в дельтаплане принцип создания подъемной силы не очень практичен для самолетов с силовой установкой, но довольно привлекателен для балансирных планеров, летающих в мощных восходящих воздушных потоках.

Рис. 6.30. Экспериментальный аппарат «Флексуинг» фирмы «Райан» с конструктивно и аэродинамически простым крылом Рогалло. Отметим большой угол атаки крыла в горизонтальном полете.

Сочетание простой однослойной ткани, формирующей несущую поверхность, и простого каркаса из алюминиевых трубок привело к вспышке интереса к дельтапланеризму в конце 1960-х гг. Управляемость дельтаплана обеспечивается издавна известным способом перемещением массы тела летчика.

В поисках путей совершенствования характеристик исходная треугольная форма дельтаплана постепенно видоизменилась в форму, характерную для бесхвостых планеров, а в конструкцию были добавлены продольные элементы, аналогичные нервюрам традиционных крыльев - таким путем обеспечивалась профилировка поверхности ткани. После введения этих модификаций крыло действует скорее как аэродинамический профиль, чем как воздушный змей.

Совершенствование дельтапланов естественным образом привело к оснащению их силовыми установками. Первые ультралегкие летательные аппараты такого типа строились непосредственно на базе дельтапланов, но впоследствии появились мотодельтапланы, проектирование которых с самого начала велось с учетом силовой установки. Характерным примером такого летательного аппарата является «Флайт Стар» фирмы «Флайт дизайн». В конструкции этих ультралегких летательных аппаратов предусмотрены традиционные шасси и оборудованное сидением место пилота; мотодельтаплан оснащен органами управления по трем осям (рис. 6.31).

Рис. 6.31. Созданный в 1982 г. фирмой «Флайт дизайн» ультралегкий летательный аппарат «Флайт Стар», на который установлено модифицированное крыло Рогалло с увеличенным размахом.

Вне зависимости от формы крыла в плане и схемы фюзеляжа (гондолы) большинство мотодельтапланов сохранило принципиальные особенности схемы крыла Рогалло, в том числе принятый на «Райан Флексуинг» принцип построения фюзеляжа и размещения экипажа на значительном расстоянии под крылом (что обеспечивает значительную маятниковую устойчивость).

Основные данные «Райан Флексуинг»: силовая установка двигатель «Континенталь» 0-200 мощностью 100 л. с. (73,5 кВт); размах крыла 7,14 м; площадь крыла 42 м²; взлетная масса 499 кг; максимальная скорость 96,5 км/ч.

• Аппарат с Х-образным крылом-ротором

Стремление авиаконструкторов совместить преимущества самолета при его полете на крейсерском режиме и вертолета в режиме зависания или взлета посадки привело к созданию американскими инженерами принципиально нового летательного аппарата. В 1975 г. Управление аппаратов на воздушной подушке и авиационной техники (ASED) предложило винтокрылый аппарат, снабженный останавливаемым несущим винтом с управляемой циркуляцией. Аппарат получил обозначение «Х-Уинг». Авторы проекта на основании расчетов утверждали, что расход топлива на режиме висения у предлагаемого летательного аппарата в 3,5–4.5 раза меньше, чем у самолетов с вертикальным взлетом и посадкой (при условии их одинаковой взлетной массы), удельная же мощность силовой установки в горизонтальном полете и скорость горизонтального полета близки к соответствующим показателям обычных самолетов.

Принцип полета аппарата с Х-образным крылом заключается в следующем. Взлет, посадка и зависание происходят в вертолетном режиме, когда подъемная сила создастся вращающимся Х-образным крылом-ротором. По мере разгона, который осуществляется с помощью двигателей, имеющих горизонтальный вектор тяги, на скорости 300–400 км/ч вращающийся ротор тормозится и останавливается в положении, симметричном относительно продольной оси аппарата (две передние лопасти имеют отрицательный угол стреловидности — 45°, а две задние — положительный угол стреловидности +45°). Последующий полет осуществляется за счет подъемной силы, создаваемой Х-образным крылом.

Учитывая, что обычные профили, используемые при создании крыла самолета или ротора вертолета, для данной концепции не подходят, специалисты ASED предложили симметричный относительно центральной вертикальной оси профиль с созданием подъемной силы за счет выдувания воздуха с малой энергией через щель над задней кромкой.

Предложения ASED в течение ряда лет прорабатывались NASA, фирмами «Локхид» и «Сикорски». В результате были предложены проекты двух аппаратов, выполняемых по схеме «Х-Уинг» и предназначаемых для ВМС США.

В 1983 г. фирма «Сикорски» получила заказ на разработку и проведение натурных испытаний экспериментального аппарата с Х-образным крылом.

При разработке за основу был взят вертолет S-72RSRA. На вертолете имеются две консоли крыла и два дополнительных турбовентиляторных двигателя для обеспечения полета при отключенном роторе. Доработка вертолета заключалась в замене ротора на Х-образное крыло (диаметр крыла-ротора 17,9 м, хорда лопасти 0,9 м, площадь каждой из четырех лопастей 6,6 м²), модернизации конструкции по обеспечению подачи в лопасти воздуха (для обеспечения управления циркуляцией) и установке цифровой системы управления циркуляцией. Экспериментальный аппарат должен иметь максимальную скорость 580 км/ч и максимальную взлетную массу 15100 кг. Серийный боевой вариант аппарата с Х-образным крылом, предназначенный для решения задач противолодочной обороны по проекту фирмы «Локхид», должен иметь взлетную массу 12000-14000 кг и максимальную скорость полета 1000 км/ч (рис. 6.32).

Рис. 6.32. Перспективный боевой аппарат с Х-образным крылом фирмы «Локхид».