Отклоняемый вектор тяги

Исследование Джулиана Ханта

Исследование, проведенное в 2019 году под руководством ученого из Международного института прикладного системного анализа Джулиана Ханта, показало что можно развивать отрасль, основанную на дирижаблях, используя реактивный поток как энергетическую среду для перевозки грузов по всему миру.

Реактивное течение — это сильные ветра, которые дуют с запада на восток на высоте от 8 до 12 км над поверхностью Земли со средней скоростью 165 км/ч. Дирижабли, летающие в струйном потоке, могут снизить выбросы CO2 и потребление топлива, так как ветер будет вносить большую часть энергии, необходимой для перемещения дирижабля между пунктами назначения.

По подсчетам ученых, кругосветный перелет в северном полушарии займет 16 дней, в южном полушарии — 14 дней вместо 60 дней на морском судне и потребует всего 4% топлива, затраченного кораблем. Энергия необходима лишь для того, чтобы войти в реактивный поток и выйти из него.

По мнению Ханта, если попытаться оценить стоимость использования дирижаблей для перевозки грузов сейчас, то пока это будет в 10–50 раз дороже, чем дальнее мореплавание, развивающееся сотни лет. Чтобы дирижабли были конкурентоспособными по сравнению с традиционными морскими перевозками, грузовая отрасль должна инвестировать не менее $50–100 млрд в следующие 10-20 лет в разработку технологий, необходимых для создания безопасных и эффективных дирижаблей.

История разработки

Первые опыты, связанные с практической реализацией изменяемого вектора тяги на самолётах, относятся к 1957 году и проводились в Великобритании в рамках программы по созданию боевого самолёта с вертикальным взлётом и посадкой. Прототип под обозначением Р.1127 был оснащён двумя поворачивающимися на 90° соплами, расположенными по бокам самолёта на линии центра тяжести, которые обеспечивали движение в вертикальном, переходном и горизонтальном режимах полёта. Первый полёт Р.1127 состоялся в 1960 году, а в 1967 году на его базе был создан первый серийный СВВП «Харриер».

Существенным шагом вперёд в разработке двигателей с изменяемым вектором тяги в рамках программ СВВП стало создание в 1987 советского сверхзвукового СВВП Як-141. Принципиальной отличительной чертой данного самолёта стало наличие трёх двигателей: двух подъёмных
и одного подъёмно-маршевого с поворотным соплом, расположенным между хвостовыми балками. Трёхсекционная конструкция сопла подъёмно-маршевого двигателя делала возможным поворот вниз от горизонтального положения на 95°. \

Расширение манёвренных характеристик

Ещё в ходе работ над Р.1127 испытателями было замечено, что использование отклоняемого вектора тяги в полёте несколько облегчает маневрирование самолёта. Однако из-за недостаточного уровня развития технологии и приоритетности программ СВВП серьёзные работы в области повышения манёвренности за счёт ОВТ не велись до конца 1980-х годов.

В 1988 году на базе истребителя F-15B был создан экспериментальный самолёт с двигателями с плоскими соплами и отклонением вектора тяги в вертикальной плоскости. Результаты испытательных полётов показали высокую эффективность ОВТ для повышения управляемости самолёта на средних и больших углах атаки.

Приблизительно в то же время в Советском Союзе был разработан двигатель с осесимметрическим отклонением сопла кругового сечения, работы над которым велись параллельно с работами над плоским соплом с отклонением в вертикальной плоскости. Поскольку установка плоского сопла на реактивный двигатель сопряжена с потерей 10-15 % тяги, предпочтение было отдано круглому соплу с осесимметрическим отклонением, и в 1989 году состоялся первый полёт истребителя Су-27 с экспериментальным двигателем.

Линейная алгебра

Есть математика: она изучает абстрактные объекты и их взаимосвязи. Благодаря математике мы знаем, что если сложить два объекта с ещё двумя такими же объектами, то получится четыре объекта

И неважно, что это были за объекты: яблоки, козы или ракеты. Математика берёт наш вещественный мир и изучает его более абстрактные свойства. 

Внутри математики есть алгебра: если совсем примитивно, то в алгебре мы вместо чисел начинаем подставлять буквы и изучать ещё более абстрактные свойства объектов.

Например, мы знаем, что если , то . Мы не знаем, что стоит на местах a, b или c, но для нас это такой абстрактный закон, который подтверждается практикой. 

Внутри алгебры есть линейная алгебра — она изучает векторы, векторные пространства и другие абстрактные понятия, которые в целом относятся к некой упорядоченной информации. Например, координаты ракеты в космосе, биржевые котировки, расположение пикселей в изображении — всё это примеры упорядоченной информации, которую можно описывать векторами. И вот их изучает линейная алгебра. 

В программировании линейная алгебра нужна в дата-сайенс, где из упорядоченной информации создаются алгоритмы машинного обучения. 

Если представить линейную алгебру в виде дома, то вектор — это кирпич, из которого всё состоит. Сегодня разберёмся, что такое вектор и как его понимать. 

Ссылки [ править ]

  1. ^ «AA-11 ARCHER R-73» . Проверено 27 марта 2014 .
  2. ^ a b Джордж П. Саттон, Оскар Библарц, Элементы движения ракеты , 7-е издание.
  3. ^ Майкл Д. Гриффин и Джеймс Р. Френч, Дизайн космического корабля , второе издание.
  4. ^ «Многоразовый твердотопливный ракетный двигатель — достижения, уроки и культура успеха» . ntrs.nasa.gov . Проверено 26 февраля 2015 года .
  5. ^ a b «Разработки противотанковых управляемых ракет» . Проверено 27 марта 2014 .
  6. ^ «Боевая машина Tor 9A330» . Государственная компания «УКРОБОРОНСЕРВИС» . Проверено 27 марта 2014 .
  7. ^ «С-400 СА-20 Триумф» . Федерация американских ученых . Проверено 27 марта 2014 .
  8. ^ Mowthorpe, Сес (1998). Боевые сумки: британские дирижабли времен Первой мировой войны . Wrens Park. п. 11. ISBN 0-905778-13-8.
  9. Перейти ↑ Abbott, Patrick (1989). Британский дирижабль в состоянии войны . Теренс Далтон. п. 84. ISBN
     0-86138-073-8.
  10. ^ «ЗАПАСНОЕ ИЗОБРАЖЕНИЕ — Концепция двигателя с векторной тягой и отклонением реактивной струи 1949 года, разработанная www.DIOMEDIA.com» . Диомедия .

  11. ^ PJ Yagle; Д. Н. Миллер; КБ Гинн; Дж. В. Хамстра (2001). «Демонстрация перекоса жидкостного горла для управления вектором тяги в конструктивно фиксированных соплах» . Журнал техники газовых турбин и энергетики . 123 (3): 502–508. DOI10.1115 / 1.1361109 .

  12. ^ a b c d e f g h «Сопло с вектором тяги для современных военных самолетов» Даниэль Иказа, ИТП, представленный на симпозиуме НАТО R&T Организации, Брауншвейг, Германия, 8–11 мая 2000 г.
  13. ^ a b c d «Разработка интегрированного управления движением в полете на F-35B» Уокер, Вурт, Фуллер, AIAA 2013-44243, AIAA Aviation, 12–14 августа 2013 г., Лос-Анджелес, Калифорния, Международная конференция по лифтовой системе, 2013 г. »
  14. ^ «X-Planes, Джей Миллер, Aerofax Inc. для Orion Books, ISBN 0-517-56749-0 , Глава 18, The Bell X-14 
  15. ^ «Силовая установка для самолета с вертикальным и коротким взлетом и посадкой» Bevilaqua and Shumpert, патент США № 5,209,428
  16. ^ a b «Выбор сопла и критерии проектирования» Гамбелл, Террелл, ДеФранческо, AIAA 2004-3923
  17. ^ a b c «Экспериментальное исследование осесимметричного сопла с гидравлическим вектором тяги с двумя горловинами для применения в сверхзвуковых самолетах» Фламм, Дир, Мейсон, Берриер, Джонсон, https://ntrs.nasa.gov/archive/nasa/casi.ntrs.nasa .gov / 20070030933.pdf
  18. ^ Б «F-35B Lightning II Три подшипника Поворотные сопла — Код One Magazine» . codeonemagazine.com .
  19. ^ «Форсунка с регулируемым вектором для реактивных двигателей» Джонсон, Патент США 3,260,049
  20. ^ «Факты о F-22 Raptor». ВВС США , март 2009 г. Дата обращения: 10 июля 2014 г.
  21. ^ «Воздушная атака — Истребители и многое другое» . www.air-attack.com . Архивировано из оригинала на 2010-09-17.
  22. ^ a b Гал-Ор, Бенджамин (2011). «Будущие реактивные технологии». Международный журнал турбо- и реактивных двигателей . онлайн. 28 : 1–29. ISSN 2191-0332 .
  23. ^ a b Sweetmano, Билл (1999). Joint Strike Fighter: Boeing X-32 против Lockheed Martin X-35 . Серия Enthusiast Color. MBI. ISBN 0-7603-0628-1.
  24. ^ Бархэм, Роберт (июнь 1994). «Маневрирование с помощью вектора тяги опытного образца перспективного тактического истребителя YF-22» . Материалы конференции по летным испытаниям, проводимой раз в два года AIAA . Хилтон-Хед, Южная Каролина. AIAA-94-2105-CP . Дата обращения 14 мая 2020 .

8. Уилсон, Эрих А., «Введение в авиационные сопла с вектором тяги», ISBN 978-3-659-41265-3 

Примеры работы [ править ]

Самолет править

Sea Harrier FA.2 ZA195 переднее (холодное) сопло векторной тяги

Примером двумерного вектора тяги является двигатель Rolls-Royce Pegasus, используемый в Hawker Siddeley Harrier , а также в варианте AV-8B Harrier II .

Широкого использования вектора тяги для повышения маневренности в западных серийных истребителях не произошло до развертывания в 2005 году реактивного истребителя пятого поколения Lockheed Martin F-22 Raptor с его форсажем и двумерным вектором тяги Pratt & Whitney F119. ТРДД .

Lockheed Martin F-35 Lightning II , при использовании обычного дожигания турбовентиляторнома (Pratt & Whitney F135) для облегчения сверхзвуковой работы, вариант F-35B, разработанный для совместного использования с помощью морской пехоты США , ВВС , ВМС и итальянского Navy , также включает в себя вертикально установленный выносной вентилятор низкого давления с приводом от вала, который приводится в действие через муфту во время посадки от двигателя. Как выхлоп от этого вентилятора, так и вентилятор главного двигателя отклоняются соплами с вектором тяги, чтобы обеспечить соответствующую комбинацию подъемной силы и тяги. Он не предназначен для повышения маневренности в бою, только для вертикального взлета и посадки.эксплуатации, а F-35A и F-35C вообще не используют вектор тяги.

Су-30МКИ , производства Индии по лицензии на Hindustan Aeronautics Limited , находится на действительной службе с ВВС Индии . TVC делает самолет очень маневренным, способным без сваливания достигать почти нулевой воздушной скорости на больших углах атаки и выполнять динамический пилотаж на малых скоростях. Су-30МКА питаются от два Аль-31ФП дожига турбовентиляторных . Сопла TVC МКИ установлены на 32 градуса наружу к продольной оси двигателя (т. Е. В горизонтальной плоскости) и могут отклоняться на ± 15 градусов в вертикальной плоскости. Это создает эффект штопора , значительно увеличивая возможность поворота самолета.

Несколько компьютеризированных исследований добавляют вектор тяги к существующим пассажирским авиалайнерам, таким как Boeing 727 и 747, для предотвращения катастрофических отказов, в то время как экспериментальный X-48C может иметь реактивное управление в будущем.

Другое править

Примеры ракет и ракет , которые использование ОВТ включают в себя как большие системы , такие как Space Shuttle Твердые ракеты — носителя (SRB), С-300П (SA-10) земля-воздух ракета , UGM-27 Polaris ядерной баллистической ракеты и ОТ- 23 (SS-24) баллистическая ракета и меньшее боевое оружие, такое как Swingfire .

Принципы управления вектором воздушной тяги были недавно адаптированы к военным морским применениям в виде быстрого водометного рулевого управления, обеспечивающего сверхманевренность. Примерами являются скоростной патрульный катер Dvora Mk-III, ракетный катер класса Hamina и боевые корабли ВМС США Littoral .

Примеры работы

Самолет

Sea Harrier FA.2 ZA195 переднее (холодное) сопло векторной тяги

Примером двумерного вектора тяги является двигатель Rolls-Royce Pegasus, используемый в Hawker Siddeley Harrier , а также в варианте AV-8B Harrier II .

Широкого использования вектора тяги для повышения маневренности в западных серийных истребителях не произошло до развертывания в 2005 году реактивного истребителя пятого поколения Lockheed Martin F-22 Raptor с его форсажем и 2D-системой управления вектором тяги Pratt & Whitney F119. ТРДД .

В то время как Lockheed Martin F-35 Lightning II использует обычный ТРДД (Pratt & Whitney F135) для облегчения сверхзвуковых операций, его вариант F-35B, разработанный для совместного использования Корпусом морской пехоты США , Королевскими военно-воздушными силами , Королевским флотом и Италией. Navy , также включает в себя вертикально установленный выносной вентилятор низкого давления с приводом от вала, который приводится в действие через муфту во время посадки от двигателя. Как выхлоп от этого вентилятора, так и вентилятор главного двигателя отклоняются соплами с вектором тяги, чтобы обеспечить соответствующую комбинацию подъемной силы и тяги. Он не предназначен для повышения маневренности в бою, только для работы с вертикальным взлетом и посадкой , а F-35A и F-35C вообще не используют вектор тяги.

Су-30МКИ , производства Индии по лицензии на Hindustan Aeronautics Limited , находится на действительной службе с ВВС Индии . TVC делает самолет очень маневренным, способным без сваливания достигать почти нулевой воздушной скорости на больших углах атаки и выполнять динамичный пилотаж на малых скоростях. Су-30МКА питаются от два Аль-31ФП дожига турбовентиляторных . Сопла TVC МКИ установлены на 32 градуса наружу к продольной оси двигателя (т. Е. В горизонтальной плоскости) и могут отклоняться на ± 15 градусов в вертикальной плоскости. Это создает эффект штопора , значительно увеличивая возможность поворота самолета.

Несколько компьютеризированных исследований добавляют управление вектором тяги к существующим пассажирским авиалайнерам, таким как Boeing 727 и 747, для предотвращения катастрофических отказов, в то время как экспериментальный X-48C может иметь реактивное управление в будущем.

Другой

Примеры ракет и ракет, использование которых ОВТ включают в себя как большие системы , такие как Space Shuttle Твердые ракеты — носителя (SRB), С-300П (SA-10) поверхность-ракетный , UGM-27 Polaris ядерной баллистической ракеты и ОТ- 23 (SS-24) баллистическая ракета и меньшее боевое оружие, такое как Swingfire .

Принципы управления вектором воздушной тяги были недавно адаптированы для военных морских применений в виде быстрого водометного рулевого управления, обеспечивающего сверхъестественную маневренность. Примерами являются быстрый патрульный катер Dvora Mk-III, ракетный катер класса Hamina и боевые корабли ВМС США Littoral .

Что такое двигатель векторной тяги

Двигатель РД-133 создан на основе хорошо себя зарекомендовавшего ТРДД РД-33. Основное отличие нового изделия от прототипа — способность изменять направление вектора тяги (УВТ). Исследуя проблему создания сопла с УВТ, на фирме «Климов» разработали свое «ноу-хау» — Технологию «КЛИВТ», с помощью которой сопло можно адаптировать и к другим двигателям, в том числе иностранного производства. Очевидно, что конструкция сопла двигателя РД-133, выполненная по осесимметричной схеме с поворотом сверхзвуковой части, на сегодняшний день представляется перспективнее, чем, скажем, сопла двигателей F100MPJM/BBN или АЛ-31ФП. Ведь налицо ее главные преимущества ╒ возможность всеракурсного изменения вектора тяги, наибольшая угловая скорость его отклонения и наименьшее увеличение массы двигателя. В отличие от двигателя с УВТ АЛ-31ФП, созданного в АО «Люлька-Сатурн», где сопло поворачивается на шаровом шарнире, в результате чего плечо приложения силы отстоит от среза сопла на достаточно большое (более метра) расстояние, РД-133 управляет вектором тяги путем отклонения на заданный угол створок многорежимного сопла (в данной схеме плечо приложения силы конструктивно гораздо меньше — то есть выше эффективность отклонения ВТ). Кроме того, реализованная схема (за счет конструктивной простоты выходного устройства) позволяет экономить на весе двигателя — РД-133 тяжелее своего прототипа всего на 90 с небольшим килограммов и имеет одинаковые с ним габариты.

Первый опытный образец сопла был спроектирован и изготовлен в начале 1997 г. В ходе стендовых испытаний в составе двигателя РД-133, в течение 50 ч выполнили около 1000 перекладок сопла на всех режимах работы, включая полный форсаж. Угол отклонения вектора тяги составлял 15 градусов во всех направлениях, а скорость отклонения — 30 градусов в секунду. Конструктивно управление вектором тяги на двигателе РД-133 производится поворотом сверхзвуковой части сопла. Поворот всех сверхзвуковых створок одновременно на заданный угол осуществляется воздействием на них через тяги одним общим управляющим кольцом с помощью трех гидроприводов, которые в свою очередь прикреплены к неподвижному силовому поясу на форсажной камере. Положение концов штоков гидроприводов в трех точках однозначно определяет положение управляющего кольца в пространстве и, соответственно, направление вектора тяги. Вследствие появления дополнительных продольных и поперечных сил, приходящихся на сопло и корпусную систему при отклонении вектора тяги, некоторые элементы конструкции форсажной камеры усилены. Планировалось, что уже в конце 1997 г. начнутся летные испытания двигателя, но, к сожалению, у заказчиков ╒ ОКБ им. А.И.Микояна ╒ возникли финансовые трудности с осуществлением этого проекта. РД-133 предполагается использовать на модернизированных МиГ-29СМТ и МиГ-29К. По данным представителя завода им. Климова, сейчас конструкторы полностью завершили наземные испытания нового двигателя и готовы приступить к его летным испытаниям. Российская самолетостроительная корпорация (РСК) LМиГ╕ разработала программу повышения маневренности истребителя МиГ-29 путем его оснащения новыми двигателями РД-133 с изменяемым вектором тяги. Как сообщил генеральный директор — генеральный конструктор РСК МиГ Николай Никитин, для реализации этого проекта уже выбран реальный самолет, на котором будут проводиться эксперименты, кроме того, создан макет МиГ-29 с новыми двигателями.

Сопло с УВТ будет также установлено на новой разработке ╒ двигателе, создающимся на базе РД-33 и имеющим тягу примерно 10000-12000 кгс. Этот двигатель предназначается для истребителей, которые разрабатываются согласно Программе «5+».

Авиация Управление вектором тяги — Газодинамическое управление вектором тяги

Высокой эффективности управления вектором тяги можно добиться с помощью газодинамического управления вектором тяги за счет асимметричной подачи управляющего воздуха в тракт сопла.

Газодинамическое сопло использует «струйную» технику для изменения эффективной площади сопла и отклонения вектора тяги, при этом механически сопло не регулируется. В этом сопле отсутствуют горячие высоконагруженные подвижные детали, оно хорошо компонуется с конструкцией ЛА, что уменьшает массу последнего.

Внешние контуры неподвижного сопла могут плавно вписываться в обводы самолета, улучшая характеристики малой заметности. В этом сопле воздух от компрессора может направляться в инжекторы в критическом сечении и в расширяющейся части для изменения соответственно критического сечения и управления вектором тяги.

В МАИ были проведены экспериментальные работы по управлению вектором тяги за счет взаимодействия «дешевого» атмосферного воздуха с основной струей. За счет перераспределения эжектируемого через боковые каналы воздуха происходит отклонение основной струи двигателя. Были разработаны и испытаны малогабаритные модельные образцы устройств с применением твердотопливных газогенераторов в качестве источников сжатого газа. В боковых каналах плоского эжектора, связанных с атмосферой, были установлены клапаны с электромагнитным управлением. Температура газа в газогенераторе составляла 2600 К, рабочее давление до 5..7 МПа. Развиваемая управляемая тяга 1.0 кН. Время переключения тяги из одного крайнего положения в другое не превышало 0.02 с. Удельная мощность управляющего сигнала на единицу тяги составляла не более 0.05..0.7 Вт/кгс.

Проведенные испытания показали возможность отклонения вектора тяги на углы ±20° при прилипании струи к боковой стенке эжекторного сопла.

В ЦИАМ проводились предварительные исследования на физико-математической модели сопла с газодинамическим управлением вектором тяги двигателя для учебно-тренировочного самолета в 2D постановке. В ТРДД для УТС наличие второго контура со сжатым и относительно холодным воздухом, отсутствие необходимости регулирования проходных сечений облегчает реализацию концепции сопла с газодинамическим управлением вектором тяги.

В исследуемом сопле выходной канал второго контура разделен продольными перегородками на четыре сектора с установленными на входе в каждый сектор устройствами регулирования расхода воздуха. Это сопло на режиме осевого истечения представляет собой сопло эжекторного типа с «жидкой» стенкой, однако в нем эжектируемый воздух поступает не из атмосферы, а из-за вентилятора, следовательно, имеет достаточно высокое давление. Стенка сопла первого контура разорвана сразу за его критическим сечением, поэтому выходящая из него струя газа расширяется, постоянно уменьшая к выходу площадь струи второго контура.

Для принятых значений параметров на этом режиме качество рассматриваемого варианта может быть выше, чем при раздельном истечении. Это возможно благодаря замене двух поверхностей трения на «жидкую» стенку, а также благодаря выравниванию поля скоростей на выходе вследствие частичного смешения потоков. Кроме того, такая схема сопла может обеспечить улучшенное протекание рабочей линии вентилятора на дроссельных режимах.

Для получения максимального отклонения потока один сектор подвода воздуха второго контура полностью перекрывается. В результате расход через второй сектор возрастает в два раза.

Отклонение струи происходит благодаря:

  • неосевому истечению струи воздуха второго контура и действию ее на поток первого контура под углом в направлении к оси сопла;
  • формированию на срезе сопла первого контура вблизи перекрытого сектора течения Прандтля-Майера и работе сопла как сопла с косым срезом.

В настоящее время ведутся работы над 3D вариантом такого сопла и сопла с использованием атмосферного воздуха. По предварительным оценкам рассматриваемые схемы сопел способны обеспечить эффективный угол отклонения вектора тяги ±20°.

Уменьшенная статическая устойчивость

Самолет статически устойчив, если после отклонения он возвращается к первоначальному сбалансированному состоянию. Положительная продольная статическая устойчивость является склонностью самолета возвращаться в устойчивое состояние после отклонения по тангажу. При положительной устойчивости точка приложения подъемной силы расположена в некоторой точке (аэродинамический центр) позади центра тяжести, вследствие чего увеличение подъемной силы создает момент тангажа для уменьшения угла атаки.

Для балансировки устойчивого самолета стабилизатор нагружается для противодействия опрокидывающему моменту, вызванному подъемной силой, действующей позади центра тяжести. Эта нагрузка создает ненужное балансировочное сопротивление и снижает общую подъемную силу самолета. Крыло должно быть увеличено для компенсации с последующим увеличением сопротивления.

Если продольная статическая устойчивость уменьшается – аэродинамический центр сдвигается ближе к центру тяжести – нагрузка стабилизатора уменьшается, но после возмущения возвращение в устойчивое состояние замедляется. Если подъемная сила перемещается в положение перед центром тяжести, то самолет становится продольно неустойчивым, и любое отклонение может привести к мгновенному кабрированию.

самолеты устойчивый (вверху) по сравнению с неустойчивым (внизу). У верхнего самолета аэродинамический центр позади центра тяжести, поэтому дополнительная подъемная сила опускает нос вниз. У нижнего неустойчивого самолета аэродинамический центр расположен перед центром тяжести, поэтому любое увеличение подъемной силы тянет нос самолета вверх вплоть до сваливания самолета

Загрузка стабилизатора сбалансирует неустойчивый самолет и увеличит общую подъемную силу. Крыло может быть уменьшено вместе со снижением сопротивления, требуемой тяги, размеров двигателей, емкости топливных баков, общего полетного веса, размеров крыла и т.д., в результате чего возможно сокращение размеров на 15% по сравнению со статически устойчивым истребителем.

Однако самолет без естественной устойчивости должен надежно управляться в течение всего времени, поскольку вызванный отклонением момент может развиться до того как пилот успеет среагировать. Устойчивость должна восстанавливаться автоматически активной системой управления полетом, способной почти мгновенно воспринимать и противодействовать дестабилизирующие отклонения.

Степень устойчивости или неустойчивости определяется расстоянием между аэродинамическим центром, расположенным впереди или позади центра тяжести, и самим центром тяжести, выраженным в процентах от средней аэродинамической хорды. Планируется создать конфигурацию с продольной статической неустойчивостью в 40%.

Оснащенные ПГО неустойчивые самолеты кажутся противоречием. Конечно, ведь ПГО должно создавать нагрузку для сбалансирования истребителя? Однако добавление ПГО перемещает аэродинамический центр далеко вперед от центра тяжести, делая самолет неустойчивым. Закрылки крыла используются для триммирования, которое не только увеличивает подъемную силу, но и, поскольку распределение давления улучшается, уменьшает сопротивление.

Конформное размещение боеприпасов

Раньше при проектировании боевых самолетов мало внимания уделялось увеличению лобового сопротивления, связанному с подвеской вооружения. Большинство боеприпасов класса «воздух-земля» имеют низкое критическое число Маха, и только немногие истребители, обладающие максимальной тяговооруженностью, могут нести бомбы на сверхзвуковых скоростях.

Конформное размещение боеприпасов обеспечит снижение сопротивления на 60%. Оружие, полупогруженное под крылом и фюзеляжем, устраняет создающие дополнительное сопротивление пилоны, стойки и тросовые захваты. Бомбы размещаются одна за другой; для уменьшения сопротивления передняя подвеска имеет обтекаемую форму.

концепт компании Grumman для низковысотного истребителя-бомбардировщика длиной 74 фута (22,6 м) и весом 66000 фунтов (29938 кг)

Обратите внимание на конформное размещение вооружения. Внутренняя подвеска не увеличивает лобовое сопротивление, но может наложить геометрические ограничения на тип применяемого вооружения, ограничивая рост потенциала самолета

Другие концепции включают в себя установку вооружения в верхнем положении, чтобы при сбросе на низких высотах самолет мог за счет собственной инерции набрать высоту и увеличить собственную живучесть

Внутренняя подвеска не увеличивает лобовое сопротивление, но может наложить геометрические ограничения на тип применяемого вооружения, ограничивая рост потенциала самолета. Другие концепции включают в себя установку вооружения в верхнем положении, чтобы при сбросе на низких высотах самолет мог за счет собственной инерции набрать высоту и увеличить собственную живучесть.

1000-фунтовый (454 кг) боеприпас с несущим корпусом будет сброшен на высоте 200 футов (61 м), затем подъем на высоту атаки и выброса суббоеприпасов или одной бомбы с наведением на конечном участке траектории. Расположение на верхней поверхности использует относительно ровный воздушный поток для более надежного и предсказуемого сброса бомбы или пуска ракет и предлагает низкое сопротивление и защиту от наземных РЛС. Данная компоновка устраняет необходимость в опасных маневрах с резким набором высоты.

Похожие записи:

Удобная катушка для поливочного шланга своими руками 8 cамодельных ловушек от мышей Как сделать газонокосилку из старых инструментов и бытовой техники своими руками Сауна в квартире 3 колесный велосипед взрослый своими руками Советы как передвигать без царапин шкаф без ножек, самые эффективные методы