Маневренность самолета - это его свойство изменять за определенный временной отрезок собственный положение в пространстве (направление, скорость и высоту полета), т. е. выполнять эволюции, маневрировать в воздухе. Маневренные особенности самолета зависят от последовательности факторов: аэродинамические и прочностные ограничения, располагаемая тяга двигателей, полетный вес и др. Эксплуатационная маневренность самолета определяется его управляемостью, приемистостью двигателей, быстротой включения реверса тяги, быстротой отклонения закрылков, щитков, спойлеров.

Управляемость самолета - это его свойство изменять режим

полета по воле пилота (при отклонении им рычагов управления). Наряду с этим перемещения рычагов управления должны быть несложными и сопровождаться маленькими, но прекрасно чувствуемыми на них упрочнениями.

Устойчивость самолета - свойство его самостоятельно, без вмешательства пилота, сохранять заданный режим полета и возвращаться к исходному равновесию по окончании прекращения действия внешних возмущений. В противном случае говоря, устойчивость, по определению Н. Е. Жуковского, возможно осознавать как «прочность» равновесия.

Самолет должен быть устойчив довольно всех трех осей. Хорошие характеристики устойчивости нужны для лучшей управляемости самолета. У устойчивого самолета более простые перемещения рычагами управления и меньше неспециализированная затрата нервной и мускульной энергии пилота на управление.

Для удобства рассмотрения устойчивость условно подразделяют на статическую устойчивость - свойство самолета обнаруживать тенденцию к восстановлению нарушенного равновесия в начальный момент времени и динамическую устойчивость - свойство самолета без вмешательства пилота восстанавливать исходный режим полета через некое время по окончании прекращения действия возмущения.

Наличие статической устойчивости есть нужным, но недостаточным условием динамической устойчивости самолета.

Продольную статическую устойчивость разделяют на устойчивость по перегрузке - свойство самолета самостоятельно, без вмешательства пилота, сохранять перегрузку исходного режима полета и на устойчивость по скорости - свойство самолета самостоятельно, без вмешательства пилота, сохранять скорость исходного режима полета.

При полета со скольжением у самолета появляются путевой (относительно оси О у) и поперечный (относительно оси Олс) статические моменты. У самолета, владеющего путевой (флюгерной) устойчивостью, появляющийся при скольжении момент пытается стереть с лица земли скольжение. У поперечно устойчивого самолета появляющийся при скольжении момент пытается накренить самолет в сторону, обратную скольжению.

Накренение самолета приводит к развороту в сторону крена и содействует, так, уничтожению скольжения.

Путевая устойчивость самолета обеспечивается по большей части вертикальным оперением. Чем больше площадь всех вертикальных поверхностей (киль, форкиль, шайбы, гребни и др.) и чем больше плечо этих поверхностей до центра тяжести самолета, тем лучше путевая устойчивость самолета.

Поперечная устойчивость самолета обеспечивается углом поперечного V крыла и высотой киля. Чем больше угол поперечного V крыла и чем выше киль, тем лучше поперечная устойчивость самолета. Повышение стреловидности крыла кроме этого содействует увеличению поперечной устойчивости самолета.

У самолетов со стреловидными крыльями поперечная устойчивость в значительной степени зависит от угла атаки, возрастая по мере его повышения.

Самолет с громадной степенью поперечной устойчивости отвечает энергичным кренением на происхождение скольжения. При излишней поперечной устойчивости значительно усложняется пилотирование при полета в болтанку и при происхождении несимметричной тяги.

Но пилот по большей части оценивает не проявление поперечной и путевой устойчивости в отдельности, а их совокупность. Одновременное проявление путевой и поперечной устойчивости рассматривается как боковая устойчивость самолета. Боковая устойчивость предусматривает определенную зависимость между путевой и поперечной устойчивостью.

При громадных значениях величины у, поведение самолета оценивается как неудовлетворительное, т. е. происхождение скольжения сопровождается резким кренением и, как следствие, разбалтыванием самолета. Самолет попеременно кренится и рыскает из стороны в сторону.

Хорда условного прямоугольного крыла, имеющего при равных углах атаки однообразные с крылом разглядываемого самолета величины полной аэродинамической продольного момента и силы, именуется средней аэродинамической хордой (САХ). положение и Величина САХ для каждого самолета указаны в техническом описании.

Так как самолет в воздухе вращается около центра тяжести, то положение центра тяжести (центровка) оказывает значительное влияние

Выход центровки за установленный для данного типа самолета диапазон недопустим. Чрезмерное смещение центровки назад (за установленные ограничения) позовёт сперва ухудшение устойчивости самолета по перегрузке, а после этого может привести к появлению неустойчивости. Но и излишне передняя центровка затрудняет управляемость самолета и может привести к «дефициту руля» при посадке.

Центр тяжести. Самолет

Основные понятия

Устойчивость и управляемость относятся к числу особенно важных физических свойств самолета. От них в значительной мере зависят безопасность полетов, простота и точность пилотирования и полная реализация летчиком технических возможностей самолета.

При изучении устойчивости и управляемости самолета его представляют как тело, движущееся поступательно под действием внешних сил и вращающееся под действием моментов этих сил.

Для установившегося полёта необходимо, чтобы силы и моменты были взаимно уравновешены.

Если по каким-то причинам это равновесие нарушается, то центр масс самолёта станет совершать неравномерное движение по криволинейной траектории, а сам самолёт начнёт вращаться.

Осями вращения самолёта принято считать оси связанной системы координат с началом координат
в центре масс самолета. Ось ОХ располагается в плоскости симметрии самолета и направлена по его продольной оси. Ось ОУ перпендикулярна оси ОХ, а ось ОZ перпендикулярна плоскости ХОУ и направлена
в сторону правого полукрыла.

Моменты, вращающие самолет вокруг этих осей, имеют следующие названия:

М х – момент крена или поперечный момент;

М Y – момент рысканья или путевой момент;

М z – момент тангажа или продольный момент.

Момент М z , увеличивающий угол атаки, называется кабрирующим, а момент М z , вызывающий уменьшение угла атаки, - пикирующим.

Рис. 6.1. Моменты, действующие на самолет

Для определения положительного направления моментов используется следующее правило:

если из начала координат направить взгляд вдоль положительного направления соответствующей оси, то вращение по часовой стрелке будет положительным.

Таким образом,

· момент М z положителен в случае кабрирования,

· момент М х положителен в случае крена на правое полукрыло,

· момент М Y положителен при развороте самолета влево.

Положительному отклонению руля соответствует отрицательный момент и наоборот. Следовательно, за положительное отклонение рулей следует считать:

· руль высоты – вниз,

· руль поворота – вправо,

· правый элерон – вниз.

Положение самолета в пространстве определяется тремя углами – тангажа, крена и рысканья.

Углом крена называется угол между линией горизонта и осью ОZ,

углом скольжения – угол между вектором скорости и плоскостью симметрии самолета,

углом тангажа – угол между хордой крыла или осью фюзеляжа и линией горизонта.

Угол крена положителен, если самолет находится в правом крене.

Угол скольжения положителен при скольжении на правое полукрыло.

Угол тангажа считается положительным, если нос самолета поднят над горизонтом.

Равновесием называется такое состояние самолёта, при котором все силы и моменты, действующие на него, взаимно уравновешены и самолёт совершает равномерное прямолинейное движение.

Из механики известны 3 вида равновесия:

a) устойчивое б) безразличное в) неустойчивое;

Рис. 6.2. Виды равновесия тела

В таких же видах равновесия может находиться
и самолёт.

Продольное равновесие - это состояние, при котором самолёт не имеет стремления к изменению угла атаки.

Путевое равновесие - самолёт не имеет стремления к изменению направления полёта.

Поперечное равновесие - самолёт не имеет стремления к изменению угла крена.

Равновесие самолёта может быть нарушено из-за:

1) нарушения режимов работы двигателя или их отказа в полёте;

2) обледенения самолёта;

3) полёта в неспокойном воздухе;

4) несинхронного отклонения механизации;

5) разрушения частей самолёта;

6) срывного обтекания крыла, оперения.

Обеспечение определённого положения летящего самолёта по отношению к траектории движения или по отношению к земным предметам называется балансировкой самолёта.

В полёте балансировка самолёта достигается отклонением органов управления.

Устойчивостью самолёта называется его способность самостоятельно без вмешательства лётчика восстанавливать случайно нарушенное равновесие.

По словам Н.Е.Жуковского устойчивость - это прочность движения.

Для практики летной эксплуатации балансировка
и устойчивость самолёта не равноценны. На самолёте, на котором не обеспечена балансировка, летать нельзя, тогда как на неустойчивом самолёте полёт возможен.

Оценка устойчивости движения самолета производится с помощью показателей статической и динамической устойчивости.

Под статической устойчивостью понимается его тенденция к восстановлению исходного равновесного состояния после случайного нарушения равновесия. Если при нарушении равновесия возникают силы
и моменты, стремящиеся восстановить равновесие, то самолет статически устойчив.

При определении динамической устойчивости оценивается уже не начальная тенденция к устранению возмущения, а характер протекания возмущенного движения самолета. Для обеспечения динамической устойчивости возмущенное движение самолета должно быть быстро затухающим.

Таким образом, самолет устойчив при наличии:

· статической устойчивости;

· хороших демпфирующих свойств самолета, способствующих интенсивному затуханию его колебаний в возмущенном движении.

К количественным показателям статической устойчивости самолета относятся степень продольной, путевой и поперечной статической устойчивости.

К характеристикам динамической устойчивости относятся показатели качества процесса уменьшения (затухания) возмущений: время затухания отклонений, максимальные значения отклонений, характер движения в процессе уменьшения отклонений.

Под управляемостью самолёта понимается его способность исполнять по воле лётчика любой маневр, предусмотренный техническими условиями для данного типа самолёта.

От управляемости самолета в значительной мере зависит и его маневренность.

Маневренностью самолета называют его способность изменять за определенный промежуток времени скорость, высоту и направление полета.

Управляемость самолета тесно связана с его устойчивостью. Управляемость при хорошей устойчивости обеспечивает летчику простоту управления, а в случае необходимости позволяет быстро исправить случайную ошибку, допущенную в процессе управления,
а также легко возвратить самолет к заданным условиям балансировки при воздействии на него внешних возмущений.

Устойчивость и управляемость самолета должны находиться в определенном соотношении.

Если самолет обладает большой устойчивостью,
то усилия при управлении самолетом чрезмерно велики и пилот при маневрировании будет быстро
утомляться. О таком самолете говорят, что он тяжел в управлении.

Излишне легкое управление также недопустимо, так как затрудняет точное дозирование отклонений рычагов управления и может вызвать раскачку самолета.

Балансировка, устойчивость и управляемость самолёта разделяется на продольную и боковую.

Боковая устойчивость и управляемость подразделяются на поперечную и путевую (флюгерную).

Продольная устойчивость

Продольной устойчивостью называется способность самолёта без вмешательства пилота восстанавливать нарушенное продольное равновесие (устойчивость относительно ОZ)

Продольная устойчивость обеспечивается:

1) соответствующими размерами горизонтального оперения г.о., площадь которого зависит от площади крыла;

2) плечом горизонтального оперения L г.о, т.е. расстоянием от центра масс самолёта до центра давления г.о.

3) Центровкой , т.е. расстоянием от носка средней аэродинамической хорды (САХ) до центра масс самолёта, выраженным в процентах от величины САХ:

Рис. 6.3. Определение средней аэродинамической хорды

САХ (b a ) - хорда некоторого условного прямоугольного крыла, которое при такой же, как у реального крыла, площади имеет такие же коэффициенты аэродинамических сил и моментов.

Величину и положение САХ чаще всего находят графически.

Положение центра масс самолёта, а значит, его центровки зависит от:

1) загрузки самолёта и изменения этой нагрузки в полёте;

2) размещения пассажиров и выработки топлива.

При уменьшении центровки увеличивается устойчивость, но уменьшается управляемость.

При увеличении центровки уменьшается устойчивость, но увеличивается управляемость.

Поэтому передний предел центровок устанавливается из условия получения безопасной посадочной скорости и достаточной управляемости, а задний предел - из условия обеспечения достаточной устойчивости.

Обеспечение продольной устойчивости по углу атаки

Нарушение продольного равновесия выражается
в изменении угла атаки и скорости полета, причем угол атаки изменяется значительно быстрее, чем скорость. Поэтому в первый момент после нарушения равновесия проявляется устойчивость самолета по углу атаки (по перегрузке).

При нарушении продольного равновесия самолета угол атаки изменяется на величину и вызывает изменение подъемной силы на величину , которая складывается из приращений подъемной силы крыла и горизонтального оперения:

Крыло и самолёт в целом обладают важным свойством, заключающимся в том, что при изменении угла атаки происходит такое перераспределение аэродинамической нагрузки, что равнодействующая его прироста проходит через одну и ту же точку F, удалённую от носка САХ на расстояние Х f .

Рис.6.4. Обеспечение продольной устойчивости самолета

Точка приложения приращения подъемной силы , вызванного изменением угла атаки при неизменной скорости, называется фокусом .

Степень продольной статической устойчивости
самолета определяется взаимным расположением центра масс и фокуса самолета.

Положение фокуса при безотрывном обтекании не зависит от угла атаки.

Положение центра масс, т.е. центровка самолета, определяется в процессе проектирования компоновкой самолета, а при эксплуатации – заправкой или выработкой топлива, загрузкой и т.п. Меняя центровку самолета, можно изменять степень его продольной статической устойчивости. Существует определенный диапазон центровок, в пределах которого можно размещать центр масс самолета.

Если грузы на самолете разместить так, чтобы центр масс самолета совпадал с его фокусом, самолет будет безразличен к нарушению равновесия. Центровка в этом случае называется нейтральной .

Смещение центра масс относительно нейтральной центровки вперед обеспечивает самолету продольную статическую устойчивость, а смещение ц.м. назад делает его статически неустойчивым.

Таким образом, для обеспечения продольной устойчивости самолета его центр масс должен находиться впереди фокуса.

В этом случае при случайном изменении угла атаки появляется стабилизирующий момент a, возвращающий самолет на заданный угол атаки (рис.6.4).

Для смещения фокуса за центр масс и применяют горизонтальное оперение.

Расстояние между центром масс и фокусом, выраженное в долях САХ, называется запасом устойчивости по перегрузке или запасом центровки :

Существует минимально-допустимый запас устойчивости, который должен быть равен не менее 3% САХ.

Положение ц.м., при котором обеспечивается минимально-допустимый запас центровки, называется предельно задней центровкой . При такой центровке самолет еще обладает устойчивостью, обеспечивающей безопасность полета. Разумеется, что задняя
эксплуатационная центровка должна быть меньше предельно допустимой.

Допустимое смещение ц.м. самолета вперед определяется по условиям балансировки самолета.
Наихудшим в смысле балансировки является режим захода на посадку при малых скоростях, предельно допустимых углах атаки и выпущенной механизации.
Поэтому предельно передняя центровка определяется из условия обеспечения балансировки самолета на посадочном режиме.

Для неманевренных самолетов величина запаса центровки должна составлять 10–12% САХ.

При переходе с дозвуковых режимов на сверхзвуковые фокус самолета смещается назад, запас центровки увеличивается в несколько раз и продольная статическая устойчивость резко возрастает.

Балансировочные кривые

Величина продольного момента М z , возникающего при нарушении продольного равновесия, зависит от изменения угла атаки Δα. Эта зависимость называется балансировочной кривой .

Мz

Рис. 6.5. Балансировочные кривые:

а) устойчивый самолет, б) безразличный самолет,
в) неустойчивый самолет

Угол атаки, при котором M z = 0, называется балансировочным углом атаки α .

На балансировочном угле атаки самолёт находится в состоянии продольного равновесия.

На углах устойчивый самолет создает стабилизирующий момент - (момент пикирования), неустойчивый – дестабилизирующий + , безразличный самолет не создает , т.е. имеет множество балансировочных углов атаки.

Путевая устойчивость самолета

Путевая (флюгерная) устойчивость – это способность самолета без вмешательства пилота устранять скольжение, т. е. устанавливаться «против потока», сохраняя заданное направление движения.

Рис. 6.6. Путевая устойчивость самолета

Обеспечивается путевая устойчивость соответствующими размерами вертикального оперения S в.о.
и плечом вертикального оперения L в.о, т.е. расстоянием от центра давления в.о. до центра масс самолета.

Под действием М возм самолет вращается вокруг оси OY, но его ц.м. по инерции сохраняет еще направление движения и самолет обтекается потоком под
углом скольжения β. В результате несимметричного обтекания возникает боковая сила Z, приложенная
в боковом фокусе. Самолет под действием силы Z стремится развернуться подобно флюгеру в сторону крыла, на которое он скользит.

В.о. смещает боковой фокус за ц.м. самолета. Этим обеспечивается создание стабилизирующего путевого момента ΔM Y =Zb.

Степень путевой статической устойчивости определяется величиной производной коэффициента момента рысканья по углу скольжения m .

Физически m определяет величину прироста коэффициента момента рысканья, если угол скольжения изменяется на 1 .

У самолета, обладающего путевой устойчивостью он отрицателен. Таким образом, при скольжении на правое крыло (положительное ), появляется путевой момент, вращающий самолет вправо, т.е. коэффициент m отрицательный.

Изменение угла атаки, выпуск механизации незначительно влияют на путевую устойчивость. В диапазоне чисел М от 0,2 до 0,9 степень путевой устойчивости практически не меняется.

Все, кому не безразлична отечественная авиация, с восторгом следили за полетами современных боевых самолетов на МАКС-97, отмечая при этом их фантастическую маневренность и легкость управления. Эти качества вбирают в себя многие свойства самолета, необходимые ему для успеха в бою.
Критерии маневренности отражают способность самолета создавать угловую скорость разворота, разгоняться и тормозиться в воздушном бое, при этом важно понять, как изменяются эти параметры по мере его развития. Критерии управляемости отражают способность быстро создать желаемое положение самолета или необходимую тягу двигателя для всех условий полета.
У истребителя, как у сложной системы, ни одно из отдельно взятых свойств не гарантирует успеха в его использовании по назначению, а только правильное сочетание возможностей бортового оборудования и вооружения с совершенством аэродинамических характеристик позволяет обеспечить высокие эффективность и неуязвимость самолета в боевых условиях. Всегда существовало взаимовлияние характеристик самолета, вооружения и тактики их применения.
Исторический анализ показывает, что наилучшей маневренностью и управляемостью обладают истребители, спроектированные во время или сразу после окончания крупных военных конфликтов, когда конструкторы наиболее чутко прислушиваются к требованиям боевых летчиков по обеспечению высокой маневренности. В мирное время уроки забываются, на первый план выдвигаются требования достижения высокой скорости полета и применения новых видов вооружения. Так, например, модернизация F-15 и F-16 ухудшила их маневренность.
Во время второй мировой войны истребители имели сравнительно малые скорости полета, но высокие угловые скорости разворота, обычным явлением были ближние групповые воздушные бои. В период Корейской войны истребители имели большие скорости и высоты полета, упор делался на скоротечность боя, но пушки оставались единственным оружием и требовалась высокая эффективность управления для захода в хвост самолета противника.

Характер воздушного боя резко изменился с появлением управляемых ракет класса «воздух-воздух». Было получено новое качество — способность поражать цели на большой дальности. Во время Вьетнамской войны ракеты еще не были маневренными, а самолеты уже не стали таковыми. Летчики атаковали на большой скорости с прямолинейной траектории, пуск ракет производился за пределами визуальной дальности. Разворотов избегали — они приводили к быстрой потере скорости и, следовательно, ухудшению маневренных характеристик. Fantom F-4 — основной истребитель США в этой войне, не предназначался для ближнего воздушного боя (БВБ) и нес только ракеты. Но противник навязывал пилотам F-4 ближний воздушный бой (БВБ). Пришлось устанавливать пушки и проводить работы по улучшению маневренности и управляемости. Впрочем такая же история была и с советским МИГ-21, когда на одной из модификаций решили обойтись одними ракетами.
Появление высокоманевренных ракет вновь существенно изменило тактику. Отпала необходимость в осуществлении маневров для захода в заднюю полусферу самолета противника. Но снова нашлось противоядие: применение средств радиоэлектронного противодействия (РЭП) резко снизило эффективность ракет с радио- и тепловыми головками самонаведения. Вновь возросла актуальность ближнего маневренного воздушного боя с применением стрелково-пушечного вооружения (СПВ). В ходе сирийско-израильского конфликта в долине Бекаа с обеих сторон участвовало одновременно до 150 истребителей 3 и 4-го поколений как с применением ракет на большой и средней дистанции, так и СПВ в ближнем бою.
Сейчас актуальной задачей становится доставка сил быстрого реагирования в зоны конфликтов. При этом необходимо обеспечить расчистку воздушного пространства на маршруте пролета и в районе десантирования, а так же прикрытия своих войск от ударов авиации противника. Выполнить такую задачу в состоянии только истребители, вооруженные как ракетами (большой, средней и малой дальности), так и СПВ. Им придется вести дальние и ближние маневренные бои на большом удалении от линии фронта. В таких же самолетах имеют потребность некоторые государства, в том числе и островные, имеющие большие территории, но слабую аэродромную сеть.
Если в ближнем бою применяется преимущественно малые скорости, а на средних дистанциях — более высокие, то перед разработчиками встала трудная задача — создать самолет, который мог бы эффективно вести воздушный бой на всех дистанциях, иметь большую дальность полета, причем и на сверхзвуковой скорости.
При ведении БВБ истребитель должен создавать большие углы атаки, при которых достигается максимальная боевая эффективность. Эксплуатационные диапазоны углов атаки новых истребителей в 2-3 раза больше, чем у предшествующего поколения. При этом пришлось решать проблему управляемости самолета при полете на больших углах атаки, потеря которой приводит к сваливанию и штопору. Несмотря на то, что основные аэродинамические параметры, характеризующие поведение самолета на больших углах атаки, достаточно хорошо изучены, а также выработаны критерии для определения подверженности самолета той или иной конфигурации сваливанию и штопору, число катастроф, вызванных этими неблагоприятными явлениями, по-прежнему велико. По этой причине было потеряно более 100 истребителей F-4. В конце 70-х гг. в ВМС США несколько самолетов F-14 потерпели катастрофы из-за входа в плоский штопор на больших углах атаки при маневрировании в воздушном бою.
Маневренность и управляемость самолета должны обеспечивать выполнение ряда требований.
Первым и, вероятно, наиболее важным преимуществом, является способность лучшего наведения по сравнению с противником. При наличии автономного оружия типа «выпустил и забыл» это преимущество должно быть таково, чтобы противник был уничтожен до того, как он успеет применить свое оружие. Во-вторых, нацеливание носовой частью фюзеляжа должно быть «долговечным» для обеспечения многократного попадания в цель, т.е. самолет должен быть способен к маневрированию при высоких угловых скоростях в течение продолжительных периодов времени. В-третьих, самолет должен иметь характеристики разгона, достаточные, чтобы достичь необходимой скорости для маневрирования или чтобы без вреда для себя выйти из боя.
Альтернативой решения проблемы повышения маневренности считается разработка ракет поражающие цели, находящиеся под большим бортовым углом. Задача маневрирования перекладывается таким образом с самолета на ракету.
У существующих ракет ограниченные возможности поражения целей с ненулевым бортовым углом, а при маневрировании резко сужается область их возможного применения. Попытки расширить эту область приводят к существенному росту стоимости ракеты. В тоже время самолет обладает большей угловой скоростью разворота и меньшим радиусом разворота на малых скоростях полета, что уменьшает время поражения целей. В конечном счете, маневренность и управляемость самолетов имеет первостепенную важность как наиболее гибкое, дешевое и надежное средство поражение целей. А маневренные ракеты рассматриваются лишь как дополнение к высокоманевренным самолетам с хорошей управляемостью.
Для сверхзвуковых истребителей основная зона воздушного боя лежит в диапазоне скоростей М п =0,35…1 до высоты 10 000 м. Самый маневренный самолет запада (F-16) в установившемся режиме может реализовать расчетную перегрузку 9g лишь в очень ограниченной области летных режимов: от Н=0 м (М п =0,76…0,97) до Н=1600 м (М п =0,9). В остальном диапазоне высот и скоростей полета самолет F-16 может маневрировать с перегрузкой 9g только в неустановившемся режиме с потерей высоты или/и скорости, т.е. с потерей энергии.
Снижение расхода энергии при маневрировании осуществляется еще на этапе проектирования минимизацией сопротивления самолета (Сх о) и прироста индуктивного сопротивления, т.е. повышением аэродинамического качества истребителя.
Из отечественных самолетов самыми низкими значениями Сх о среди истребителей и самым высоким аэродинамическим качеством на маневре (при одинаковой перегрузке) обладают самолеты «Су» , т.е. на установившихся режимах они превосходят любого своего конкурента. Су-27, Су-37 и Су-30МК могут выдерживать установившийся режим полета при одинаковой перегрузке в более широком диапазоне высот и скоростей полета по сравнению с конкурентами, существенно превосходя F-16.
Неустановившийся режим — это режим сверхманевренности. И здесь самолеты Су-37 (Су-30МК) вообще не имеют конкурентов, отличаясь никем еще не достигнутыми характеристиками устойчивости и управляемости. А низкие параметры сопротивления и высокая тяговооруженность обеспечивают им более быстрый разгон и более быстрое восстановление энергии.
Западными обозревателями еще в 1989 г. отвергались маневры «кобра » и «колокол «, как не нужные для воздушного боя и которые «любой западный истребитель тоже может выполнить, если потребуется «. Однако, они все еще пытаются выполнить то, что смог сделать серийный Су-27, а российский Су-37 второй год показывает новые фигуры сверхманевренности, которые нашли применение в БВБ. Для их выполнения требуются сложных системы управления, имеющие специальные алгоритмы управления и двигатели с поворотом вектора тяги для создания управляющих моментов по тангажу и рысканию на малых скоростях полета и при больших углах атаки, когда эффективность аэродинамических поверхностей управления стремится к нулю.
При одном виде таких маневров требуется быстрое изменение траектории полета с минимальной потерей энергии (скорости вдоль траектории), а при других — максимально быстрый доворот продольной оси самолета на цель и удержание ее в этом направлении в течении времени, необходимого для захвата ГСН ракеты и ее пуска или применения СПВ.
Первый вид рассматриваемых маневров, это форсированные развороты в горизонтальной, вертикальной и наклонной плоскостях полета выполняемые путем быстрого достижения и стабилизации углов атаки на которых реализуется максимальный коэффициент подъемной силы. Для современных компоновок это углы атаки 35-40 град., тогда как максимально допустимые из условий устойчивости и управляемости на существующих серийных самолетах составляют приблизительно 25 град. Кроме этого следует отметить, что при скорости увеличения угла атаки равной 30-40 град. / с возникает динамическая составляющая подъемной силы, которая может достигать примерно 15-20 % от установившегося значения. Сущность маневров, получивших экзотические названия «кобра», «мангуст», «хук», «чакра» состоит в энергичном (до 60-70 град. / с) повороте самолета вокруг поперечной оси в нужном для прицеливании направлении с последующей его фиксацией. Так как, при этом, самолет не успевает изменить направление полета возникают сверхбольшие углы атаки (более 90 град.). Падение скорости компенсируется возможностью опережающего применения оружия по противнику.
Поворот вектора тяги двигателей обеспечивает надежное возвращение самолета на «нормальные» докритические углы атаки, затем следует увеличение скорости полета и переход к традиционному пилотированию. Имеется возможность до выхода на обычные углы атаки, т.е. находясь в режиме сверхманевренности, выполнить наведение оружия на вторую цель.
Превосходство в устойчивости и управляемости обеспечивает пилотам на «сухих» неоспоримое психологическое превосходство при пилотировании истребителя у земли, когда возможный выход на срывные режимы и потеря управляемости для самолета противника тут же оборачивается поражением — столкновением с землей. Неуверенность пилотов истребителей противника не позволяет им в полной мере, без оглядки на ограничения по режимам полета, реализовать маневренные возможности своих самолетов. Летчики «сухих» могут вести бой абсолютно раскованно. Сверхманевренность не даст сорваться в штопор.
Летчик является наиболее чувствительным к перегрузкам звеном в системе «человек — сверхманевренный самолет». Поэтому в Су-37 предусмотрено обеспечение наиболее удобных условий для пилотирования самолета при больших перегрузках, для чего изменен угол наклона кресла пилота, установлены тензоРУДы и короткоходовая боковая ручка управления самолетом. По глубокому убеждению летчика-испытателя Евгения Фролова этим самолетом и новыми боевыми возможности после небольшого переучивания может овладеть любой строевой летчик. Тем более, что серийные самолеты будут гораздо проще в управлении.
Все ведущие мировые фирмы, занимающиеся разработкой истребителей, после показа в 1989 г. самолета Су-27 в Ле Бурже объявили о начале работ по повышению маневренных характеристик своих самолетов. Однако, разработчики F-16, несмотря на предпринятые попытки, так и не смогли улучшить аэродинамику и управляемость самолета. Фирма Dassault, тогда же заявившая о начале своих работ по реализации режимов сверхманевренности и доведения характеристик самолета Rafale до уровня Су-27, до сих пор практических результатов не достигла. Работы по сверхманевренности проводятся и в Швеции. Совсем недавно был впервые поднят в воздух американский F-22. Какие фигуры сверхманевренности он сможет показать пока неизвестно, но на сегодня полностью реализовать режим сверхманевренности и снять все ограничения по пилотированию самолета смогло только «ОКБ Сухого».
Истребители Су-27, Су-37 и Су-30МК способны в течение одного часа осуществить барражирование на удалении до 1000 км от аэродрома и, обладая непревзойденными пилотажными качествами, завоевать господство в воздухе. Незаменимы они и при обеспечении пролета самолетов типа Су-24, Су-32ФН, Ту-22М, Ту-160 и Ан-124 в оперативной глубине противника. Одновременно с применением ракет на больших и средних дальностях, истребители готовы к БВБ, где преимущество в ближнем бою им обеспечивает суперманевренность. Проведенные летные испытания прицеливания по воздушной цели показали не только их возможность, но и высокую эффективность.
Новые режимы полета создали новые противоракетные маневры. Применение режимов сверхманевренности, делает применение многих существующих ракет бесполезным. Выход самолета на критически допустимый режим, хотя бы даже и на очень короткое время, исключительно важен в воздушном бою. Появляется возможность ухода от сопровождения доплеровской РЛС путем энергичного сброса скорости самолета до нулевых значений и фиксирования самолета в этом положении десятки секунд. Такая же способность маневрировать дала самолету вертикального взлета и посадки Harrier преимущество перед аргентинскими самолетами во время конфликта между Англией и Аргентиной. Ни один Harrier не был сбит.
Первостепенной задачей истребительной авиации является завоевание превосходства в воздухе, добиться которого можно только одним путем — уничтожением самолетов противника. Одним из основных способов выполнения этой задачи считается воздушный бой.
Весьма авторитетный в истребительной авиации летчик, Герой России, генерал-майор Тимур Апакидзе (первый из строевых пилотов, выполнивший посадку на Су-27К на палубу авианесущего крейсера), посмотрев пилотаж Евгения Фролова на МАКС-97 сказал: «Самолет Су-37, являющийся и с фиксированными соплами одним из лучших истребителей мира, в сочетании с управлением вектором тяги значительно расширяет возможности истребительной авиации в решении свойственных ей боевых задач и в освоении нестандартного маневрирования, которое пока с трудом укладывается в сознании сегодняшнего летчика-истребителя ».

Реактивными двигателями называют такие устройства, которые создают нужную для процесса движения силу тяги преобразованием внутренней энергии горючего в кинетическую энергию реактивных струй в рабочем теле. Рабочее тело стремительно проистекает из двигателя, и по закону сохранения импульса формируется реактивная сила, которая толкает двигатель в противолежащем направлении. Чтобы разогнать рабочее тело может применяться как расширение газов, нагретых самыми разнообразными способами до высоких температур, а также и другими физическими процессами, в частности, ускорением заряженных частиц в электростатическом поле.

Реактивные двигатели сочетают в себе собственно двигатели с движителями. Имеется в виду, что они создают тяговые усилия исключительно взаимодействием с рабочими телами, без опор, либо контактами с остальными телами. То есть обеспечивают сами себе собственное продвижение, при этом промежуточные механизмы не принимают никакого участия. Вследствие этого в основном они используются для того, чтобы приводить в движение воздушные судна, ракеты и, конечно же, космические аппараты.

Что такое тяга двигателя?

Тягой двигателей называют реактивную силу, которая проявляется газодинамическими силами, давлением и трением, приложенными к внутренним и внешним сторонам двигателя.

Тяги различаются на:

• Внутренние (реактивные тяги), когда не учитывается внешнее сопротивление;
• Эффективные, учитывающие внешнее сопротивление силовых установок.

Отправная энергия запасается на борту летательных или других аппаратов, оснащенных реактивными двигателями (химическим горючим, ядерным топливом), или может притекать снаружи (например, солнечная энергия).

Как формируется реактивная тяга?

Для формирования реактивной тяги (тяги двигателя), которая используется реактивными двигателями, потребуются:

• Источники исходной энергии, которые превращаются в кинетическую энергию реактивных струй;
• Рабочие тела, которые в качестве реактивных струй будут выбрасываться из реактивных двигателей;
• Сам реактивный двигатель в качестве преобразователя энергии.

Как получить рабочее тело?

Для приобретения рабочего тела в реактивных двигателях могут использоваться:

• Вещества, отбираемые из окружающей среды (к примеру, вода, либо воздух);
• Вещества, находящиеся в баках аппаратов или в камерах реактивных двигателей;
• Смешанные вещества, поступающие из окружающей среды и запасаемые на бортах аппаратов.

Современные реактивные двигатели главным образом используют химическую энергию. Рабочие тела представляют собой смесь раскаленных газов, которые являются продуктами сгорания химического горючего. Когда работает реактивный двигатель, химическая энергия от сгорающих веществ преобразуется в тепловую энергию от продуктов сгорания. В то же время тепловая энергия от горячих газов превращается в механическую энергию от поступательных движений реактивных струй и аппаратов, на которых установлены двигатели.

В реактивных двигателях струи воздушных потоков, которые попадают в двигатели, встречаются с обращающимися с колоссальной скоростью турбинами компрессоров, которые засасывают воздух из окружающей среды (при помощи встроенных вентиляторов). Следовательно, происходит решение двух задач:

• Первичное забирание воздуха;
• Охлаждение в целом всего двигателя.

Лопатки турбин компрессоров производят сжатие воздуха приблизительно от 30 и более раз, совершают «проталкивания» его (нагнетание) в камеру сгорания (происходит генерирование рабочего тела). Вообще камеры сгорания выполняют к тому же и роли карбюраторов, производя смешивание топлива с воздухом.

Это могут быть, в частности, смеси воздуха и керосина, как в турбореактивных двигателях современных реактивных самолетах, либо смеси жидкого кислорода и спирта, такими обладают кое-какие жидкостные ракетные двигатели, либо еще какое-то твердое топливо в пороховых ракетах. Как только образовалась топливно-воздушная смесь, происходит ее воспламенение с выделением энергии в виде тепла. Таким образом, топливом в реактивных двигателях могут быть только такие вещества, которые в результате химических реакций в двигателях (при возгорании) выделяют тепло, при этом образуя множество газов.

При возгорании совершается существенное разогревание смеси и деталей вокруг с объемным расширением. Собственно говоря, реактивные двигатели пользуются для продвижения управляемыми взрывами. Камеры сгорания в реактивных двигателях — это одни из самых горячих элементов (температурный режим в них может достигать до 2700 °С), и они требуют постоянного интенсивного охлаждения.

Реактивные двигатели снабжены соплами, через которые из них вовне с огромной скоростью вытекают накаленные газы, которые являются продуктами сгорания топлива. В некоторых двигателях газы оказываются в соплах сразу же после камер сгорания. Это относится, например, к ракетным или прямоточным двигателям.

Турбореактивные двигатели функционируют несколько иначе. Так, газы, после камер сгорания, вначале проходят турбинами, которым отдают свою тепловую энергию. Это делается для того, чтобы привести в движение компрессоры, которые послужат для сжатия воздуха перед камерой сгорания. В любом случае, сопла остаются последними частями двигателей, через которые протекут газы. Собственно они и формируют непосредственно реактивную струю.

В сопла направляют холодный воздух, который нагнетается при помощи компрессоров, чтобы охлаждать внутренние детали двигателей. Реактивные сопла могут обладать различными конфигурациями и конструкциями исходя из разновидностей двигателей. Так, когда скорость проистекания должна быть выше скорости звука, тогда соплам придаются формы расширяющихся труб или же вначале суживающиеся, а далее расширяющиеся (так называемые сопла Лаваля). Только с трубами такой конфигурации газы разгоняются до сверхзвуковых скоростей, при помощи чего реактивные самолеты перешагивают «звуковые барьеры».

Исходя из того, задействуется ли в процессе работы реактивных двигателей окружающая среда, они подразделяются на основные классы воздушно-реактивных двигателей (ВРД) и ракетных двигателей (РД). Все ВРД являются тепловыми двигателями, рабочие тела которых образуются тогда, когда происходит реакция окисления горючих веществ с кислородом воздушных масс. Поступающие из атмосферы воздушные потоки составляют основу рабочих тел ВРД. Таким образом, аппараты с ВРД несут на борту источники энергии (топливо), но большая часть рабочих тел черпается из окружающей среды.

К аппаратам ВРД относятся:

• Турбореактивные двигатели (ТРД);
• Прямоточные воздушно-реактивные двигатели (ПВРД);
• Пульсирующие воздушно-реактивные двигатели (ПуВРД);
• Гиперзвуковые прямоточные воздушно-реактивные двигатели (ГПВРД).

В противоположность воздушно-реактивным двигателям все компоненты рабочих тел РД находятся на борту аппаратов, оснащенных ракетными двигателями. Отсутствие движителей, взаимодействующих с окружающей средой, а также присутствие всех составляющих рабочих тел на борту аппаратов делают ракетные двигатели пригодными для функционирования в космическом пространстве. Имеется также комбинация ракетных двигателей, представляющих собой некое совмещение двух основных разновидностей.

Кратко об истории реактивного двигателя

Считается, что реактивный двигатель изобрели Ганс фон Охайн и выдающийся немецкий инженер-конструктор Фрэнк Виттл. Первый патент на действующий газотурбинный двигатель получил именно Фрэнк Виттл в 1930 году. Тем не менее, первая рабочая модель была собрана собственно Охайном. В конце лета 1939 года в небе появилось первое реактивное воздушное судно – He-178 (Хейнкель-178), который был снаряжен двигателем HeS 3, разработанным Охайном.

Как устроен реактивный двигатель?

Устройство реактивных двигателей довольно-таки простое и в то же время чрезвычайно сложное. Оно простое по принципу действия. Так, забортный воздух (в ракетных двигателях – жидкий кислород) засасывается в турбину. После чего он там начинает смешиваться с горючим и сгорать. На краю турбины образуется так называемое «рабочее тело» (ранее упоминаемая реактивная струя), которое продвигает летательный или космический аппарат.

При всей простоте, на самом деле это целая наука, ведь в середине таких двигателей рабочий температурный режим может достигать более тысячи градусов по Цельсию. Одной из важнейших проблем в турбореактивном двигателестроении является создание неплавящихся деталей из металлов, которые сами поддаются плавлению.

В начале, перед каждой турбиной всегда располагается вентилятор, засасывающий воздушные массы из окружающей среды в турбины. Вентиляторы обладают большой площадью, а также колоссальной численностью лопастей специальных конфигураций, материалом для которых послужил титан. Сразу за вентиляторами располагаются мощные компрессоры, которые необходимы для нагнетания воздуха под огромным давлением в камеры сгорания. После камер сгорания горящие топливовоздушные смеси направляются в саму турбину.

Турбины состоят из множества лопаток, на которые оказывают давление реактивные потоки, которые и приводят турбины во вращение. Далее турбины вращают валы, на которых «насажены» вентиляторы и компрессоры. Собственно так, система становится замкнутой и нуждается исключительно в подводе топлива и воздушных масс.

Вслед за турбинами потоки направляются в сопла. Сопла реактивных двигателей являются последними, но не самыми последними по своей значимости частями в реактивных двигателях. Они формируют непосредственные реактивные струи. В сопла направляются холодные воздушные массы, нагнетаемые вентиляторами для охлаждения «внутренностей» двигателей. Эти потоки ограничивают манжеты сопел от сверхгорячих реактивных потоков и не позволяют им расплавляться.

Отклоняемый вектор тяги

Реактивные двигатели обладают соплами самых разнообразных конфигураций. Самыми передовыми считаются подвижные сопла, размещенные на двигателях, у которых имеется отклоняемый вектор тяги. Они могут сдавливаться и расширяться, а также отклоняться на существенные углы — так регулируются и направляются непосредственно реактивные потоки. Благодаря этому воздушные судна с двигателями, имеющими отклоняемый вектор тяги, становятся чрезвычайно маневренными, потому что процессы маневрирования происходят не только вследствие действий механизмов крыльев, но также прямо самими двигателями.

Типы реактивных двигателей

Имеется несколько основных разновидностей реактивных двигателей. Так, классическим реактивным двигателем можно назвать авиадвигатель в самолете F-15. Большинство таких двигателей используются преимущественно на истребителях самых разнообразных модификаций.

Двухлопастные турбовинтовые двигатели

В этой разновидности турбовинтовых двигателей мощность турбин через понижающие редукторы направляется для вращения классических винтов. Наличие таких двигателей позволяет большим воздушным суднам осуществлять полеты с максимально приемлемыми скоростями и при этом расходовать меньшее количество авиатоплива. Нормальная крейсерская скорость у турбовинтовых воздушных суден может быть 600-800 км/ч.

Турбовентиляторные реактивные двигатели

Эта разновидность двигателей является более экономичной в семействе двигателей классических типов. Главной отличительной характеристикой в них является то, что на входе ставятся вентиляторы больших диаметров, которые подают воздушные потоки не только для турбин, но и создают довольно-таки мощные потоки вне их. Вследствие этого, можно достичь повышенной экономичности, путем усовершенствования КПД. Они используются на лайнерах и больших воздушных суднах.

Прямоточные воздушно-реактивные двигатели

Эта разновидность двигателей функционирует таким образом, что не нуждается в подвижных деталях. Воздушные массы нагнетаются в камеру сгорания непринужденным путем, благодаря торможению потоков об обтекатели входных отверстий. В дальнейшем совершается все то же, что и в обыкновенных реактивных двигателях, а именно воздушные потоки смешиваются с топливом и выходят как реактивные струи из сопел. Прямоточные воздушно-реактивные двигатели применяются в поездах, в воздушных суднах, в «беспилотниках», в ракетах, кроме того они могут устанавливаться на велосипеды или скутеры.

Разработка и производство авиационных турбореактивных двигателей (ТРД) сегодня является одной из наиболее наукоемких и высокоразвитых в научном и техническом отношении промышленных отраслей. Созданы, доведены до серийного выпуска и внедрены в массовую эксплуатацию авиационные газотурбинные двигатели четырех поколений.

Современные двухконтурные форсированные двигатели вдвое более экономичны по сравнению с первыми ТРД, имеют в 6-8 раз меньший удельный вес, их надежность возросла многократно, а ресурс увеличился более чем на два порядка. Развитие авиадвигателей основано на комплексе фундаментальных и прикладных исследований в аэро- и термодинамике, материаловедении, прочности и многих других областях. В двухконтурных турбореактивных двигателях (ТРДД) четвертого поколения параметры термодинамического цикла достигли весьма высокого уровня: температура газа перед турбиной доходит до 1650-1700 градусов Кельвина, степень повышения давления в компрессоре - до 40.

Еще более совершенны авиационные двигатели нового, пятого поколения, разработка которых ведется всего лишь в странах, обладающих необходимым научно-техническим и производственным потенциалом. Помимо России, только США, Англия и Франция владеют полным циклом создания и выпуска авиационных ГГД. Недаром атрибутом великой державы в наше время считается способность создавать и производить авиационные газотурбинные двигатели.

В свою очередь авиационное двигателестроение, базирующееся на наиболее передовых технологиях, стимулирует развитие всех тех отраслей промышленности, где требуются компактные, мобильные и хорошо управляемые источники энергии, - наземный и водный транспорт, теплоэнергетика, газоперекачка, технологии сушки, очистки, пожаротушения и т.д.

Мощная научная и производственная инфраструктура авиадвигателестроения в нашей стране, включающая уникальную по возможностями воспроизведения условий скоростного и высотного полета экспериментальную базу для стендовых испытаний, формировалась в течение многих десятилетий. Ныне, в условиях экономического кризиса, объемы опытно-конструкторских работ и выпускаемой продукции отечественного авиадвигателестроения упали в 5 и более раз, а численность работников снизилась практически вдвое. Производственные мощности предприятий используются всего на 10-20%. В структуре цены на двигатель затраты на топливо, материалы и энергию выросли в 1,5-2 раза и составляют более 50%, а доля фонда оплаты труда уменьшилась в 3-5 раз - до 4-6%. Поэтому разработка новых двигателей и модернизация серийных, создание научно-технического задела в обеспечение двигателей следующего поколения требует серьезных усилий организационно-финансового характера со стороны как государства, так и промышленности.

В последние 25-30 лет вышли на первый план ряд факторов, оказывающих сильное влияние на состояние и перспективы мирового авиадвигателестроения. Среди них в первую очередь необходимо отметить рост стоимости, увеличение полных сроков разработки и цены авиадвигателей. Этот период связан с развитием двухконтурного двигателя как основного типа ГТД для до- и сверхзвуковой авиации, в результате освоения которого рентабельность и экологические характеристики воздушного транспорта, боевая эффективность военной авиации были намного улучшены. Рост стоимостных показателей авиадвигателей приобретает экспоненциальный характер, при этом от поколения к поколению становится больше доля поисковых исследований по созданию опережающего научно-технического задела (НТЗ). Так, по ориентировочным данным для авиадвигателестроения США, при переходе от четвертого к пятому поколению она возрастает по затратам с 15% до 60%, а по срокам - почти в 2 раза.

Создание опережающего НТЗ по перспективным авиационным двигателям является приоритетным направлением в национальной научно-технической политике индустриально развитых стран Запада. Раннее выявление для выполнения данной задачи технических проблем и путей их решения позволяет существенно снизить затраты на разработку и сертификацию двигателя. Лидирующее положение при этом имеет рождение новых технологий применительно к двигателям военного назначения как наиболее напряженным по параметрам процесса. Программы НТЗ финансируются в основном из средств государственного бюджета.

ОСНОВА НЫНЕШНИХ УСПЕХОВ

Высокий конструктивно-технологический уровень решений, реализуемых в двигателях для боевой авиации, определяет их авангардную роль в развитии авиационного двигателестроения в целом. Двигатели для маневренных самолетов-истребителей характеризуются наивысшим уровнем технического, прежде всего весового совершенства. Само появление авиационного ГТД в конце 30-х годов и его широкое распространение в 40-50-х годах, начавшееся с истребительной авиации, связано с органическими свойствами ТРД - возможностью увеличения тяговой мощности в полетных условиях.

Развитие самолетов-истребителей характеризуется непрерывным ростом тяговооруженности (отношения веса к тяге) как средства обеспечения маневренных свойств и превосходства в воздухе. Именно это обстоятельство определяет непрерывное ужесточение требований к снижению удельного веса двигателей маневренных машин. Благодаря уменьшению удельного веса двигателей от уровня 0,7-0,8 (ТРД первого поколения) до уровня 0,12-013 (ТРДД четвертого поколения) взлетная тяговооруженность увеличилась от 0,3 у реактивных истребителей первого поколения до величины, превышающей 1 у современных истребителей четвертого поколения.

Освоение уже в 50-х годах сверхзвуковой области скоростей полета привело к необходимости обеспечения многорежимности силовых установок самолетов, требования к которой еще более ужесточаются в связи с тенденцией к обеспечению многофункциональности современных боевых машин. Результатом этого в истребительной авиации является тенденция более быстрого снижения удельного веса двигателя по сравнению с ростом тяговооруженности самолета.

Решение сложнейшей научно-технической задачи создания двигателя, сочетающего столь противоположные требования, как малый удельный вес и многорежимность, сделало необходимым освоить схему двухконтурного ТРД с форсажной камерой (ТРДДФ), отличающегося весьма сложным рабочим процессом. Это, в свою очередь, потребовало разработки:

Принципиально новых конструкционных материалов с высокой удельной прочностью (титановые, жаропрочные порошковые и монокристаллические сплавы и др.);

Высокотемпературных кольцевых камер сгорания и высокоперепадных турбин;

Малоступенчатых регулируемых компрессоров с большой работой в ступени;

Электронных цифровых систем управления, интегрированных с системой технической диагностики.

Создание в 70-80-х годах базовых ТРДДФ четвертого поколения РД-ЗЗ (ЛНПО им. В.Я. Климова), АЛ-31Ф (ОАО "Люлька-Сатурн"), Д-30Ф6 (ОАО "Авиадвигатель") для истребителей - крупное научно-техническое достижение отечественного авиадвигателестроения. Исключительные качества данных образцов (низкий удельный вес, сниженное число ступеней лопаточных машин, широкий диапазон условий эксплуатации, устойчивость компрессоров при полете о большими углами атаки, короткая широкодиапазонная форсажная камера с регулируемым соплом, высокие динамические характеристики и отсутствие ограничений на перемещение рычага управления) позволяют считать их наиболее удачными среди современных двигателей маневренных сверхзвуковых машин, о чем свидетельствует общепризнанный успех МиГ-29, Су-27, МиГ-31. К многорежимным двигателям четвертого поколения относятся и ТРДДФ НК-25, НК-32 (ОАО СНТК им. Н.Д. Кузнецова) для самолетов дальней и стратегической авиации - самые мощные в мире.

Отечественные сверхзвуковые многорежимные ТРДДФ четвертого поколения появились при научном обеспечении и непосредственном участии ЦИАМ.

В двигателях нового пятого поколения для маневренных сверхзвуковых самолетов тенденции развития многорежимного ТРДДФ малого веса дополнены новыми требованиями - обеспечение сверхзвукового крейсерского полета, снижение заметности, отклонение вектора тяги при высокой надежности и большом ресурсе. В связи с проблемой закупок на передний план выдвигается задача установления соответствия стоимости двигателя и затрат на его эксплуатацию покупательной способности заказчика.

В 80-х годах В ОАО "Люлька-Сатурн" были начаты работы над ТРДДФ пятого поколения АЛ-41Ф для нового многофункционального истребителя. Концепция и технический облик двигателя нового поколения разработаны на основе поисковых исследований, выполненных совместно ЦИАМ и конструкторскими бюро.

ВКЛАД ИНСТИТУТА

В 80-х годах отечественное двигателестроение вплотную занялось НТЗ, причем данный труд по своим масштабам не уступал зарубежным программам. Однако существенное сокращение бюджетного финансирования привело к отставанию в разработке двигателя пятого поколения и обусловило низкие темпы создания НТЗ для двигателей шестого поколения. Проводимые в ЦИАМ работы по созданию экспериментального НТЗ для двигателей следующего поколения являются приоритетными в тематике института, но из-за недостаточного выделения средств выполняются в ограниченном объеме и низкими темпами. Продолжение этой тенденции приведет к катастрофическому отставанию в развитии отечественных двигателей от мирового уровня.

Современная методология создания двигателей опирается на интеграцию систем трехмерного моделирования, компьютерного проектирования и автоматизированного изготовления, что создает основу для сокращения доли наиболее дорогой компоненты "доводки" - его отработки на опытных образцах. В ЦИАМ внедрены трехмерные методы расчета нестационарных вязких течений на основе решения уравнений Навье-Стокса и обратных задач оптимизации элементов, многодисциплинарные подходы к исследованию газодинамики и теплообмена в дисковых полостях, анализу измерения зазоров в двигателе и решению ряда других проблем. Получило развитие моделирование нестационарных процессов для анализа процессов потери газодинамической устойчивости и флаттера в компрессорах и т.д.

Одной из наиболее сложных является задача освоения высоких температур газа. Применение монокристаллических лопаток с проникающим охлаждением находится в ряду перспективных направлений создания турбин, работающих при температуре газа 2000-2200 градусов Кельвина. ЦИАМ обладает комплексом технологий, необходимых для успешного создания перспективной рабочей лопатки турбины высокого давления. Совместно с ВИАМ и ГНПП "Салют" проводятся исследования по оптимизации конструктивно-технологических решений.

В ЦИАМ разработана высокотемпературная (до 2100 градусов Кельвина) модульная камера сгорания для двигателей с повышенным ресурсом и низким уровнем эмиссии вредных веществ. Многократное увеличение ресурса обеспечивается применением двухстенной перфорированной или сегментной жаровой трубы, что способствует также снижению неравномерности поля температуры на выходе из камеры, турбины.

Один из факторов, обеспечивающих "доступность" двигателя, - уменьшение числа его деталей путем снижения числа ступеней лопаточных машин, что удешевляет цену производства и ремонта.

Развитие компрессоров авиационных двигателей идет в направлении увеличения аэродинамической нагрузки на ступени, благодаря чему уменьшается их число. В то же время обостряется проблема обеспечения вибрационной прочности лопаточных машин из-за таких факторов, как повышение напорности ступеней и применение конструкций с низким демпфированием (моноколеса - "блиски" с лопатками малого удлинения). Для решения проблемы вибрационной прочности разработаны оригинальные методы бесконтактной диагностики колебаний, позволяющие идентифицировать причину их возникновения (резонанс, флаттер, вращающийся срыв).

Разработка и внедрение новых материалов и конструктивно-технологических решений являются решающим фактором в создании двигателей нового поколения. ЦИАМ совместно с Всероссийским институтом авиационных материалов, некоторыми технологическими институтами и ОКБ разработал программу критических (ключевых) технологий, предусматривающую создание высокоэффективных элементов и узлов двигателей на основе использования высокопрочных титановых и никелевых сплавов (монокристаллических, порошковых, интерметаллидов и др.), композиционных материалов, прогрессивных методов литья, сварки, прессования, нанесения покрытий и т.д.

В перспективных системах автоматического управления (САУ) двигателей будут использоваться "интеллектуальные" датчики, исполнительные механизмы и устройства для дозирования топлива, содержащие встроенные процессоры, которые осуществляют первичную обработку и коррекцию данных. При этом упрощается интеграция САУ с системами самолета и системой контроля и диагностики, уменьшается масса соединительных линий и повышается надежность всей системы.

Разработка и внедрение экономически эффективных методов эксплуатации при обеспечении безопасности полетов является важнейшей задачей отечественного двигателестроения. Ее решение основывается на совершенствовании методов управления ресурсами двигателя. Значительные резервы увеличения ресурса связаны с эксплуатацией двигателей по техническому состоянию, где ключевую роль играет совершенствование систем технической диагностики, основными направлениями которого являются реализация в бортовых системах алгоритмов прогнозирования возникновения отказов и автоматизация принятия диагностических решений.

Создание семейств двигателей различной тяги (мощности) и назначения на основе базового изделия и его газогенератора является также одним из наиболее важных путей снижения стоимости жизненного цикла (СЖЦ) и повышения "доступности". Преимущества от унификации за счет создания семейств двигателей проявляются на всех этапах жизненного цикла.

Для реализации этого подхода необходимо наличие у базового двигателя "запаса на развитие", обоснованный выбор которого также осуществляется на основе накопленного НТЗ. Пути всемерного сокращения затрат лежат в основе разработок современной методологии создания двигателей, проводимых в ЦИАМ совместно с промышленностью.

Практика показывает, что современные самолеты состоят на службе не менее 25-30 лет. Расширение в течение этого периода функций, объема и сложности выполненных ими задач обусловливают возрастание взлетного веса машин. Для сохранения и увеличения тяговооруженности необходимо соответствующее увеличение тяги как основного условия обеспечения эксплуатационных характеристик и маневренности. Поэтому одним из актуальных направлений развития семейства является создание модификаций с большей тягой при габаритных ограничениях, налагаемых требованиями взаимозаменяемости с исходной (базовой) моделью двигателя. Это делает необходимым применение новых конструктивно-технологических решений, присущих двигателям нового поколения. Таким образом, и в случае модернизации необходим НТЗ, использование новейших достижений по линии которого придает новой модификации черты двигателя следующего поколения, но при этом ее создание обходится намного дешевле разработки совершенно нового двигателя той же тяги.

ПУТЬ К ШЕСТОМУ ПОКОЛЕНИЮ

Двигатели шестого поколения для боевой авиации, создание которых следует ожидать в 2010-2015 гг., по отношению к пятому поколению должны обладать рядом характеристик, придающих качественно новый уровень боевому самолету. К ним относятся уменьшение удельного веса двигателя в 1,4-2 раза, удельного расхода топлива - на 15-30%, повышение надежности на 60-80%, обеспечение ресурса двигателя, соответствующего 0,5-1 ресурса планера, снижение в 2-3 раза трудоемкости обслуживания и, в совокупности, - более низкое СЖЦ.

Высокий уровень весового и эксплуатационного совершенства двигателя шестого поколения должен быть обеспечен путем реализации в его конструкции предельно высокой температуры газа перед турбиной (2300-2400 градусов Кельвина), применения композиционных материалов для изготовления основных узлов двигателя, интегральной САУ на основе электропривода, "сухой" подвески роторов, принципиально новых технологий изготовления узлов.

Осуществление в США на госбюджетной основе национальной программы ключевых технологий авиадвигателестроения IНРТЕТ, а также развивающих и дополняющих ее иных программ с ориентировкой на глобализацию присутствия американской военной авиации около 2015 г. имеет конечной целью достижение монопольного положения авиатехники и моторостроения Соединенных Штатов в ближайшие десятилетия при вытеснении с рынка производителей авиатехники иных стран, в том числе России, и в первую очередь отечественного авиадвигателестроения - ключевой отрасли авиапромышленности.

Необходима четкая концепция развития отечественного авиадвигателестроения как непременной составной части общей концепции развития авиации нашей страны в виде единого взаимосвязанного комплекса, обеспечивающего разработку, производство и эксплуатацию авиатехники военного назначения и воздушного транспорта. Развитие авиадвигателестроения должно базироваться на принципах сбалансированного, обеспечивающего национальные приоритеты сочетания работ в направлениях модернизации существующих и создания новых двигателей, планомерного накопления НТЗ для двигателей следующего поколения. Необходимо государственное регулирование стоимости топливно-энергетических и материальных ресурсов. Должно быть законодательно закреплено осуществление государственной политики, направленной на поддержку отраслей, использующих высокие технологии. Паритетность и конкурентоспособность двигателей - как новых, так и модернизируемых - будут во многом определяться достижениями в области перспективных ключевых технологий - важнейшей составляющей научно-технического потенциала.