самолете «Вигген») или дополнительные поверхности, убираемые (как в самолетах «Мираж-Милан» и Ту- 144) или неубираемые (как в самолетах «Кфир» С2 и «Мираж» 4000).
Благодаря применению тех или иных конструктивных решений посадочная скорость сверхзвукового самолета оказывается близкой к посадочной скорости дозвуковых самолетов. Таким образом, нецелесообразно создавать самолет с изменяемой стреловидностью крыла, предназначенный исключительно для выполнения длительных полетов с максимальной скоростью на большой высоте, поскольку требования взлета и посадки могут быть выполнены другими средствами (именно с этой точки зрения отвергнут проект американского пассажирского самолета с изменяемой стреловидностью крыла). Исключение составляют многоцелевые истребители, для которых необходимы хорошие летно-тактические характеристики при различных условиях полета; особенно это касается полета в неспокойной атмосфере на малой высоте с максимальной скоростью, поскольку аэродинамические характеристики крыла изменяемой геометрии менее чувствительны к неспокойной атмосфере.
При проектировании самолета с изменяемой стреловидностью крыла основной проблемой является создание подвижных частей крыла по возможности наибольших площади и размаха в «развернутом» положении, чтобы получить достаточное изменение характеристик. Обе величины зависят от диапазона изменения угла стреловидности. В созданных до сих пор конструкциях максимальный диапазон изменения угла стреловидности составляет 16-72,5° (для самолета F-111, рис. 1.50), при этом диапазон 20-68° с учетом положения оси поворота в центроплане считается оптимальным. Этот диапазон достаточен для того, чтобы крылья приобретали форму, необходимую для полета как на малой, так и на максимальной скорости, соответствующей даже М = 3. Выше говорилось, что изменение стреловидности вызывает изменение удлинения крыла и относительной толщины профиля. Из зависимости, показанной на рис. 1.51,а, видно, что уменьшение угла стреловидности от ~ 70 до ~ 20° приводит к увеличению удлинения с 2-3 до 6-8,5 и относительной толщины профиля с 4-6 до 10-12%. Вследствие этого изменяются соответствующие аэродинамические характеристики.
Наиболее важным параметром, отражающим аэродинамические характеристики самолета, является качество, равное отношению подъемной силы к лобовому сопротивлению. Аэродинамическое качество при прочих равных условиях зависит в основном от удлинения крыла, его угла стреловидности и толщины профиля. В дозвуковом диапазоне скоростей можно считать, что качество возрастает при увеличении удлинения и толщины профиля, а также при уменьшении угла стреловидности. Эта зависимость показана графически на рис. 1.51,6 как функция скорости при полете на малой высоте для крыльев постоянной геометрии с различными значением угла стреловидности и для крыльев изменяемой геометрии. Видно, что у последних аэродинамическое качество является оптимальным во всем диапазоне скоростей полета. В сверхзвуковых самолетах постоянной геометрии используются компромиссные значения угла стреловидности в диапазоне 60-45°, которому соответствует максимальное качество 10-12.
Из графика видно, что крыло изменяемой геометрии на сверхзвуковых скоростях имеет качество выше почти на 100%, а на околозвуковых скоростях-почти на 50%. Следовательно, характеристики сверхзвукового самолета с изменяемой стреловидностью крыла на дозвуковых скоростях (патрульный полет истребителя, полет к цели бомбардировщика, ожидание разрешения на посадку и т.п.) будут значительно лучше, чем у сверхзвукового самолета обычного типа.
Другим важным свойством крыла изменяемой геометрии при уменьшении угла стреловидности является рост несущей способности вследствие увеличения удлинения и толщины профиля. Дополнительное увеличение подъемной силы обеспечивается с помощью механизации крыла, например предкрылков и щелевых закрылков, устанавливаемых по всему размаху. При этом эффективность закрылков максимальна на прямых крыльях большого удлинения.
Таким образом, уменьшение стреловидности приводит к уменьшению взлетной скорости (длины разбега) или увеличению полезной нагрузки, а при посадке-к сокращению пробега самолета.
Благодаря хорошим взлетно-посадочным характеристикам самолеты с крылом изменяемой стреловидности имеют малую скорость отрыва и посадки по сравнению с обычными самолетами. Поэтому длины разбега и торможения уменьшаются в 1,5-2 раза, а вертикальная составляющая скорости снижения при заходе на посадку с включенным двигателем-в 2-2,5 раза. Это упрощает технику пилотирования на таких ответственных этапах полета, как взлет и посадка, а также позволяет использовать самолет на аэродромах с укороченной взлетно-посадочной полосой. На этих этапах полета сверхзвуковой самолет с крылом изменяемой стреловидности имеет характеристики классического дозвукового самолета. Изменение величины коэффициента подъемной силы способствует также уменьшению чувствительности самолета к неспокойной атмосфере в около- и сверхзвуковом полете на малой высоте. Уменьшение этой чувствительности улучшает условия пилотирования (меньшие амплитуды и частоты возмущений), увеличивает точность выполнения боевого задания (например, сброс груза), а также уменьшает нагрузки, действующие на летательный аппарат в полете, и предотвращает чрезмерное утомление экипажа 1*.
В самолетах изменяемой геометрии (рис. 1.52) удельная нагрузка на крыло является одним из наиболее важных параметров. Если самолет должен иметь хорошие взлетно-посадочные характеристики и большую дальность полета на дозвуковой скорости, то следует ориентироваться на малую удельную нагрузку. Если самолет должен выполнять длительные полеты с большой скоростью на малой высоте и быстро разгоняться до сверхзвуковой скорости с одновременным подъемом для проведения воздушного боя, то удельная нагрузка на крыло будет большой.
Большинство построенных самолетов с изменяемой стреловидностью крыла принадлежит к классу многоцелевых, поэтому из компромиссных условий для них выбиралась большая удельная нагрузка. Воздействие большой нагрузки на крыло смягчается применением эффективной механизации для взлета и посадки; при этом работа механизации синхронна с работой механизма изменения стреловидности. Например, в самолете F-111 по всему размаху установлены секционированные выдвижные закрылки с углом отклонения 37,5° и предкрылки, выдвигаемые вперед и отклоняемые на 40°. Чтобы обеспечить синхронное, симметричное и одинаковое по величине отклонение механизации, предусмотрено специальное приспособление, выравнивающее относительное положение элементов механизации и в необходимых случаях блокирующее ее. Таким образом, при наличии блокировки механизацией нельзя управлять до тех пор, пока управляющее приспособление не будет отрегулировано на земле до требуемого положения. Кроме того, предусмотрена блокировка закрылков и предкрылков в положениях «выпущено» и «убрано» в зависимости от угла стреловидности крыльев. При стреловидности, большей 26°, общий рычаг закрылков и предкрылков блокируется в положении «убрано», а при отклоненных закрылках исключается возможность увеличения угла стреловидности крыла более 26°. Это означает, что закрылки могут отклоняться в диапазоне угла стреловидности крыла 16-26°. Аналогичное блокирующее приспособление препятствует несимметричному отклонению предкрылков.
