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Proporciona alta velocidad y maniobrabilidad. Olimpiada de historia de la aviación y la aeronáutica. En la aviación estadounidense

Conceptos básicos

La estabilidad y la controlabilidad se encuentran entre las propiedades físicas particularmente importantes de un avión. De ellos dependen en gran medida la seguridad del vuelo, la simplicidad y precisión del pilotaje y el pleno aprovechamiento por parte del piloto de las capacidades técnicas de la aeronave.

Al estudiar la estabilidad y controlabilidad de una aeronave, se la representa como un cuerpo que se mueve traslacionalmente bajo la influencia de fuerzas externas y gira bajo la influencia de los momentos de estas fuerzas.

Para un vuelo estable es necesario que las fuerzas y los momentos estén mutuamente equilibrados.

Si por alguna razón se altera este equilibrio, entonces el centro de masa del avión comenzará a moverse de manera desigual a lo largo de una trayectoria curva y el propio avión comenzará a girar.

Se consideran ejes de rotación de la aeronave los ejes del sistema de coordenadas asociado con el origen.
en el centro de masa del avión. El eje OX está ubicado en el plano de simetría de la aeronave y se dirige a lo largo de su eje longitudinal. El eje OU es perpendicular al eje OX y el eje OZ es perpendicular al plano XOU y está dirigido
hacia la derecha.

Los momentos que hacen girar la aeronave alrededor de estos ejes tienen los siguientes nombres:

M x – momento de balanceo o momento transversal;

М Y – momento de guiñada o momento de desplazamiento;

M z – momento de cabeceo o momento longitudinal.

El momento M z, que aumenta el ángulo de ataque, se llama cabeceo, y el momento M z, que provoca una disminución del ángulo de ataque, se llama zambullida.

Arroz. 6.1. Momentos actuando en un avión.

Para determinar la dirección positiva de los momentos se utiliza la siguiente regla:

Si miras desde el origen a lo largo de la dirección positiva del eje correspondiente, entonces la rotación en el sentido de las agujas del reloj será positiva.

De este modo,

· el momento M z es positivo en caso de cabeceo,

· el momento M x es positivo en caso de un giro hacia la semiala derecha,

· el momento M Y es positivo cuando la aeronave gira hacia la izquierda.

Una desviación positiva de la dirección corresponde a un par negativo y viceversa. Por tanto, se debe considerar la deflexión positiva de los timones:

· ascensor – abajo,

· volante – hacia la derecha,

· alerón derecho – abajo.

La posición de la aeronave en el espacio está determinada por tres ángulos: cabeceo, balanceo y guiñada.

ángulo de balanceo llamado ángulo entre la línea del horizonte y el eje OZ,

ángulo de deslizamiento– el ángulo entre el vector velocidad y el plano de simetría de la aeronave,

ángulo de paso– el ángulo entre la cuerda del ala o el eje del fuselaje y la línea del horizonte.

El ángulo de alabeo es positivo si el avión está en alabeo derecho.

El ángulo de planeo es positivo al deslizarse hacia la media vela derecha.

El ángulo de cabeceo se considera positivo si el morro del avión se eleva por encima del horizonte.

El equilibrio es un estado de un avión en el que todas las fuerzas y momentos que actúan sobre él están mutuamente equilibrados y el avión realiza un movimiento lineal uniforme.

De la mecánica se conocen 3 tipos de equilibrio:

a) estable b) indiferente c) inestable;

Arroz. 6.2. Tipos de equilibrio corporal

En los mismos tipos de equilibrio puede haber
y un avión.

equilibrio longitudinal- esta es una condición en la que el avión no desea cambiar el ángulo de ataque.

Saldo de viaje- el avión no desea cambiar la dirección del vuelo.

equilibrio transversal- el avión no tiene tendencia a cambiar el ángulo de inclinación.

El equilibrio del avión puede verse alterado debido a:

1) violación de los modos de funcionamiento de los motores o su falla en vuelo;

2) formación de hielo en los aviones;

3) volar en aire agitado;

4) desviación asincrónica de la mecanización;

5) destrucción de piezas de aeronaves;

6) flujo de pérdida alrededor del ala y la cola.

Asegurar una determinada posición de una aeronave en vuelo en relación con la trayectoria de movimiento o en relación con los objetos terrestres se denomina equilibrar la aeronave.

En vuelo, el equilibrio de la aeronave se logra desviando los controles.

Estabilidad de la aeronave Se llama su capacidad para restablecer de forma independiente un equilibrio alterado accidentalmente sin la intervención de un piloto.

Según N.E. Zhukovsky, la estabilidad es la fuerza del movimiento.

Para practicar el equilibrio en vuelo.
y la estabilidad de la aeronave no son equivalentes. Es imposible volar en un avión que no esté correctamente equilibrado, mientras que es posible volar en un avión inestable.

La estabilidad del movimiento de una aeronave se evalúa mediante indicadores de estabilidad estática y dinámica.

Bajo estabilidad estática se refiere a su tendencia a restaurar el estado de equilibrio original después de un desequilibrio accidental. Si surgen fuerzas cuando se altera el equilibrio
y momentos que tienden a restablecer el equilibrio, entonces el avión es estáticamente estable.

Al determinar estabilidad dinámica Ya no se evalúa la tendencia inicial a eliminar la perturbación, sino la naturaleza del curso de la perturbación de la aeronave. Para garantizar la estabilidad dinámica, el movimiento perturbado del avión debe disminuir rápidamente.

Por tanto, la aeronave es estable si:

· estabilidad estática;

· buenas propiedades de amortiguación del avión, lo que contribuye a una intensa amortiguación de sus oscilaciones en caso de movimiento perturbado.

Los indicadores cuantitativos de la estabilidad estática de una aeronave incluyen el grado de estabilidad estática longitudinal, direccional y transversal.

Las características de la estabilidad dinámica incluyen indicadores de la calidad del proceso de reducción (atenuación) de las perturbaciones: el tiempo de disminución de las desviaciones, los valores máximos de las desviaciones, la naturaleza del movimiento en el proceso de reducción de las desviaciones.

Bajo controlabilidad de la aeronave Se entiende como su capacidad para realizar, a voluntad del piloto, cualquier maniobra prevista por las condiciones técnicas para un determinado tipo de aeronave.

Su maniobrabilidad depende en gran medida del control del avión.

Maniobrabilidad Un avión es su capacidad para cambiar la velocidad, la altitud y la dirección de vuelo durante un cierto período de tiempo.

La controlabilidad de una aeronave está estrechamente relacionada con su estabilidad. La controlabilidad con buena estabilidad proporciona al piloto facilidad de control y, si es necesario, le permite corregir rápidamente un error accidental cometido durante el proceso de control.
y también es fácil devolver la aeronave a las condiciones de equilibrio especificadas cuando se expone a perturbaciones externas.

La estabilidad y controlabilidad de la aeronave deben estar en una determinada proporción.

Si el avión tiene gran estabilidad,
entonces el esfuerzo al controlar la aeronave es excesivamente grande y el piloto rápidamente
neumático. Se dice que este tipo de avión es difícil de volar.

Un control excesivamente ligero también es inaceptable, ya que dificulta medir con precisión las deflexiones de las palancas de control y puede hacer que la aeronave se balancee.

El equilibrio, la estabilidad y la controlabilidad de la aeronave se dividen en longitudinal y lateral.

La estabilidad lateral y la controlabilidad se dividen en transversales y direccionales (veleta).

Estabilidad longitudinal

Estabilidad longitudinal Llamada capacidad de una aeronave para restablecer el equilibrio longitudinal alterado sin intervención del piloto (estabilidad relativa a OZ).

La estabilidad longitudinal está garantizada por:

1) las dimensiones correspondientes de la superficie horizontal de la cola, cuyo área depende del área del ala;

2) el hombro de la cola horizontal L g.o, es decir la distancia desde el centro de masa de la aeronave hasta el centro de presión del g.o.

3) Centrado, es decir. distancia desde el dedo del pie cuerda aerodinámica promedio (MACH) al centro de masa de la aeronave, expresado como porcentaje del valor MAR:


Arroz. 6.3. Determinación de la cuerda aerodinámica media.

MAR (b a) es la cuerda de algún ala rectangular convencional, que, con la misma área que el ala real, tiene los mismos coeficientes de fuerzas y momentos aerodinámicos.

La magnitud y posición del MAR se encuentran con mayor frecuencia gráficamente.

La posición del centro de masa de la aeronave, y por tanto su alineación, depende de:

1) carga de la aeronave y cambios en esta carga durante el vuelo;

2) alojamiento de pasajeros y generación de combustible.

A medida que disminuye el centrado, aumenta la estabilidad, pero disminuye la controlabilidad.

A medida que aumenta el centrado, la estabilidad disminuye, pero aumenta la controlabilidad.

Por lo tanto, el límite delantero de alineaciones se establece a partir de la condición de obtener una velocidad de aterrizaje segura y una capacidad de control suficiente, y el límite trasero se establece a partir de la condición de garantizar una estabilidad suficiente.

Garantizar la estabilidad longitudinal en el ángulo de ataque.

La infracción del equilibrio longitudinal se expresa
al cambiar el ángulo de ataque y la velocidad de vuelo, y el ángulo de ataque cambia mucho más rápido que la velocidad. Por lo tanto, en el primer momento después de que se altera el equilibrio, se manifiesta la estabilidad de la aeronave en términos del ángulo de ataque (en términos de sobrecarga).

Cuando se altera el equilibrio longitudinal de la aeronave, el ángulo de ataque cambia en una cantidad y provoca un cambio en la fuerza de sustentación en una cantidad, que es la suma de los incrementos en la fuerza de sustentación del ala y la cola horizontal:

El ala y el avión en su conjunto tienen una propiedad importante, a saber, que cuando cambia el ángulo de ataque, la carga aerodinámica se redistribuye de tal manera que su aumento resultante pasa por el mismo punto F, distante del morro del MAR en una distancia X f.

Fig.6.4. Garantizar la estabilidad longitudinal de la aeronave.

El punto de aplicación del incremento en la sustentación causado por un cambio en el ángulo de ataque a una velocidad constante se llama enfocar.

Grado de estabilidad estática longitudinal
La aeronave está determinada por la posición relativa del centro de masa y el enfoque de la aeronave.

La posición del foco durante el flujo continuo no depende del ángulo de ataque.

La posición del centro de masa, es decir La alineación de la aeronave está determinada durante el proceso de diseño por el diseño de la aeronave y durante la operación, por el reabastecimiento de combustible o el agotamiento del combustible, la carga, etc. Al cambiar la alineación de la aeronave, se puede cambiar el grado de estabilidad estática longitudinal. Existe un cierto rango de alineaciones dentro de las cuales se puede ubicar el centro de masa de la aeronave.

Si los pesos en el avión se colocan de manera que el centro de masa del avión coincida con su foco, el avión será indiferente al desequilibrio. Centrar en este caso se llama neutral.

El desplazamiento del centro de masa con respecto a la alineación neutral hacia adelante proporciona a la aeronave estabilidad estática longitudinal y el desplazamiento del centro de gravedad. hacia atrás lo hace estáticamente inestable.

Por lo tanto, para garantizar la estabilidad longitudinal de la aeronave, su centro de masa debe estar por delante del foco.

En este caso, cuando el ángulo de ataque cambia accidentalmente, aparece un momento estabilizador. a, devolviendo la aeronave a un ángulo de ataque determinado (Fig. 6.4).

Para desplazar el foco más allá del centro de masa, se utilizan colas horizontales.

La distancia entre el centro de masa y el foco, expresada en fracciones del MAR, se denomina margen de estabilidad de sobrecarga o reserva de alineación:

Existe un margen mínimo aceptable de estabilidad, que debe ser igual al menos al 3% del MAR.

La posición del centro central en la que se garantiza el margen de centrado mínimo permitido se denomina extremadamente centrado hacia atrás. Con esta alineación, la aeronave aún conserva estabilidad, garantizando la seguridad del vuelo. Por supuesto, la espalda
La alineación operativa debe ser menor que el máximo permitido.

Desplazamiento central permitido La dirección de avance de la aeronave está determinada por las condiciones de equilibrio de la aeronave.
El peor modo en términos de equilibrio es el modo de aproximación a bajas velocidades, ángulos de ataque máximos permitidos y mecanización extendida.
Es por eso alineación extremadamente hacia adelante se determina a partir de la condición de garantizar que la aeronave esté equilibrada durante el modo de aterrizaje.

Para aeronaves no maniobrables, el margen de equilibrio debe ser del 10% al 12% del MAC.

Al cambiar del modo subsónico al supersónico, el enfoque del avión vuelve a cambiar, el margen de equilibrio aumenta varias veces y la estabilidad estática longitudinal aumenta considerablemente.

Curvas de equilibrio

La magnitud del momento longitudinal M z que se produce cuando se altera el equilibrio longitudinal depende del cambio en el ángulo de ataque Δα. Esta dependencia se llama curva de equilibrio.


mz

Arroz. 6.5. Curvas de equilibrio:

a) plano estable, b) plano indiferente,
c) avión inestable

El ángulo de ataque en el que M z = 0 se denomina ángulo de ataque de equilibrio α.

En el ángulo de ataque de compensación, la aeronave se encuentra en un estado de equilibrio longitudinal.

en las esquinas un plano estable crea un momento estabilizador - (momento de inmersión), uno inestable crea un momento desestabilizador +, un plano indiferente no crea, es decir Tiene muchos ángulos de ataque equilibrados.

Estabilidad direccional de la aeronave

Estabilidad de la vía (paleta)- esta es la capacidad de una aeronave para eliminar el deslizamiento sin la intervención del piloto, es decir, posicionarse "contra la corriente", manteniendo una determinada dirección de movimiento.

Arroz. 6.6. Estabilidad direccional de la aeronave

La estabilidad de la vía está garantizada por las dimensiones correspondientes de la cola vertical S v.o.
y el brazo de cola vertical L v.o, es decir distancia desde el centro de presión v.o. al centro de masa del avión.

Bajo la influencia de M, el avión puede girar alrededor del eje OY, pero su cm. por inercia, todavía mantiene la dirección del movimiento y el avión fluye bajo
ángulo de deslizamiento β. Como resultado del flujo asimétrico, aparece una fuerza lateral Z, aplicada
en enfoque lateral. El avión, bajo la influencia de la fuerza Z, tiende a girar como una veleta hacia el ala sobre la que se desliza.

En. desplaza el foco lateral más allá del punto central. avión. Esto asegura la creación de un momento de desplazamiento estabilizador ΔM Y =Zb.

El grado de estabilidad estática de la vía está determinado por el valor derivada del coeficiente del momento de guiñada con respecto al ángulo de deslizamiento m.

Físicamente, m determina la cantidad de aumento en el coeficiente del momento de guiñada si el ángulo de deslizamiento cambia en 1.

Para un avión con estabilidad direccional es negativo. Así, al deslizarse sobre el ala derecha (positivo), aparece un momento de desplazamiento que gira el avión hacia la derecha, es decir. el coeficiente m es negativo.

Cambiar el ángulo de ataque y soltar la mecanización tienen poco efecto sobre la estabilidad direccional. En el rango de números M de 0,2 a 0,9, el grado de estabilidad direccional prácticamente no cambia.

Maniobrabilidad avión se llama su capacidad para cambiar el vector de velocidad de vuelo en magnitud y dirección.

Maniobrabilidad son implementados por el piloto durante las maniobras de combate, que consisten en maniobras acrobáticas individuales completadas o inacabadas, que se suceden continuamente.

La maniobrabilidad es una de las cualidades más importantes de un avión de combate de cualquier tipo de aviación. Le permite llevar a cabo con éxito una batalla aérea, superar las defensas aéreas enemigas, atacar objetivos terrestres, construir, reconstruir y disolver la formación de batalla (formación) de aviones, llevarlos a un objeto en un momento determinado, etc.

La maniobrabilidad tiene una importancia particular y, podría decirse, decisiva para un caza de primera línea que lleva a cabo una batalla aérea con un cazabombardero enemigo. De hecho, habiendo tomado una posición táctica ventajosa en relación con el enemigo, puedes derribarlo con uno o dos misiles o disparar incluso con un solo cañón. Por el contrario, si el enemigo toma una posición ventajosa (por ejemplo, "colgando de su cola"), cualquier cantidad de misiles y armas no ayudará en tal situación. La alta maniobrabilidad también permite una salida exitosa del combate aéreo y la separación del enemigo.

INDICADORES DE MANIOBRABILIDAD

En el caso más general maniobrabilidad El avión se puede caracterizar completamente. segundo incremento vectorial velocidad. Sea en el momento inicial la magnitud y dirección de la velocidad de la aeronave representadas por el vector V1 (Fig. 1), y después de un segundo, por el vector V2; entonces V2=V1+ΔV, donde ΔV es el segundo incremento de velocidad del vector.

Arroz. 1. Incremento de velocidad del segundo vector

En la figura. 2 mostrados área de posibles incrementos de velocidad del segundo vector para algunas aeronaves durante su maniobra en el plano horizontal. El significado físico del gráfico es que después de un segundo los extremos de los vectores ΔV y V2 sólo pueden estar dentro del área limitada por la línea a-b-c-d-e. Con el empuje disponible de los motores Рр, el final del vector ΔV sólo puede estar en el límite a-b-c-d, en el que se pueden observar las siguientes posibles opciones de maniobra:

  • a - aceleración en línea recta,
  • b - girar con aceleración,
  • c - giro constante,
  • d - giro forzado con frenado.

Con empuje cero y las trampillas de freno sueltas, el final del vector ΔV puede aparecer en un segundo sólo en el límite d-e, por ejemplo, en los puntos:

  • d - giro enérgico con frenado,
  • e - frenado en línea recta.

Con empuje intermedio, el final del vector ΔV puede estar en cualquier punto entre los límites a-b-c-d y e-f. El segmento g-d corresponde a giros en Sudop con diferente empuje.

No comprender que la maniobrabilidad está determinada por el segundo vector de incremento de velocidad, es decir, el valor de ΔV, a veces conduce a una evaluación incorrecta de una aeronave en particular. Por ejemplo, antes de la guerra de 1941-1945. Algunos pilotos creían que nuestro antiguo caza I-16 tenía mayor maniobrabilidad que los nuevos aviones Yak-1, MiG-3 y LaGG-3. Sin embargo, en batallas aéreas maniobrables, el Yak-1 se desempeñó mejor que el I-16. ¿Qué pasa? Resulta que el I-16 podía “girar” rápidamente, pero sus segundos incrementos ΔV eran mucho menores que los del Yak-1 (Fig. 3); es decir, de hecho, el Yak-1 tenía una mayor maniobrabilidad, si la cuestión no se analiza de manera estricta, únicamente desde el punto de vista de la "agilidad". De manera similar, se puede demostrar que, por ejemplo, el avión MiG-21 es más maniobrable que el avión MiG-17.

Las áreas de posibles incrementos de ΔV (Fig. 2 y 3) ilustran bien el significado físico del concepto de maniobrabilidad, es decir, proporcionan una imagen cualitativa del fenómeno, pero no permiten un análisis cuantitativo, para el cual se requieren varios tipos de particular. y se involucran indicadores generales de maniobrabilidad.

El segundo incremento de velocidad vectorial ΔV está relacionado con las sobrecargas mediante la siguiente relación:

Debido a la aceleración de la Tierra g, todos los aviones reciben el mismo aumento de velocidad ΔV (9,8 m/s², verticalmente hacia abajo). La sobrecarga lateral nz generalmente no se usa durante las maniobras, por lo que la maniobrabilidad de la aeronave se caracteriza completamente por dos sobrecargas: nx y ny (la sobrecarga es una cantidad vectorial, pero en el futuro se omitirá el signo del vector "->").

Las sobrecargas nx y nу son así indicadores generales de maniobrabilidad.

Todos los indicadores particulares están asociados con estas sobrecargas:

  • rg - radio de giro (giro) en el plano horizontal;
  • wg - velocidad angular de giro en el plano horizontal;
  • rв - radio de maniobra en el plano vertical;
  • girar el tiempo en un ángulo determinado;
  • wв - velocidad angular de rotación de la trayectoria en el plano vertical;
  • jx - aceleración en vuelo horizontal;
  • Vy - velocidad vertical en ascenso constante;
  • Vye: velocidad de ganar altura de energía, etc.

SOBRECARGA

Sobrecarga normal ny es la relación entre la suma algebraica de la fuerza de sustentación y la componente vertical de la fuerza de empuje (en el sistema de coordenadas de flujo) y el peso de la aeronave:

Nota 1. Al moverse sobre el suelo, la fuerza de reacción del suelo también participa en la creación de una sobrecarga normal.

Nota 2. Los registradores SARPP registran sobrecargas en un sistema de coordenadas relacionado, en el que

En los aviones convencionales, el valor de Ru es relativamente pequeño y se desprecia. Entonces, la sobrecarga normal será la relación entre la fuerza de sustentación y el peso de la aeronave:

Disponible sobrecarga normal nyр es la sobrecarga más alta que se puede utilizar en vuelo manteniendo las condiciones de seguridad.

Si sustituimos el coeficiente de sustentación disponible Cyr en la última fórmula, entonces la sobrecarga resultante estará disponible.

nyр=Cyр*S*q/G (2)

En vuelo, el valor de Cyр, como ya se acordó, puede limitarse mediante pérdida, sacudida, recuperación (y luego Cyр=Cydop) o por controlabilidad (y luego Cyр=Cyf). Además, el valor de nyр puede estar limitado por las condiciones de resistencia de la aeronave, es decir, en cualquier caso, nyр no puede ser mayor que la sobrecarga operativa máxima nyе max.

A veces se añade la palabra "a corto plazo" al nombre de la sobrecarga nyр.

Usando la fórmula (2) y la función Cyr(M), se puede obtener la dependencia de la sobrecarga disponible nyр del número de Mach y la altitud de vuelo, que se muestra gráficamente en la Fig. 4 (ejemplo). Tenga en cuenta que el contenido de las Figuras 4,ay 4,6 es exactamente el mismo. El gráfico superior se usa comúnmente para varios cálculos. Sin embargo, para la tripulación de vuelo es más conveniente utilizar un gráfico en coordenadas M-H (abajo), en el que las líneas de sobrecargas constantes disponibles se dibujan directamente dentro del rango de altitudes y velocidades de vuelo de la aeronave. Analicemos la Fig. 4.6.

La línea nyр=1 es obviamente el límite del vuelo horizontal que ya conocemos. La línea nyе=7 es el límite a la derecha y por debajo del cual se puede exceder la sobrecarga operativa máxima (en nuestro ejemplo, nyе max=7).

Líneas de sobrecargas permanentes disponibles. pase de tal manera que nyp2/nyp1=p2/p1, es decir, entre dos líneas cualesquiera la diferencia de altura es tal que la relación de presión es igual a la relación de sobrecarga.

En base a esto, la sobrecarga disponible se puede encontrar teniendo solo un límite de vuelo horizontal en el rango de altitudes y velocidades.

Supongamos, por ejemplo, que se requiere determinar nyр en M=1 y H=14 km (en el punto A en la Fig. 4.6). Solución: encontramos la altura del punto B (20 km) y la presión a esta altura (5760 N/m2), así como la presión a una altura dada de 14 km (14,750 N/m2); la sobrecarga deseada en el punto A será nyр = 14.750/5760 = 2,56.

Si se sabe que la gráfica de la Fig. 4 está construido para el peso del avión G1 y necesitamos la sobrecarga disponible para el peso G2, luego el nuevo cálculo se realiza según la proporción obvia:

Conclusión. Teniendo el límite de vuelo nivelado (línea nyp1=1) construido para el peso G1, es posible determinar la sobrecarga disponible a cualquier altitud y velocidad de vuelo para cualquier peso G2, usando la proporción

nyp2/nyp1=(p2/p1)*(G1/G2) (3)

Pero en cualquier caso, la sobrecarga utilizada en vuelo no debe ser mayor que la carga máxima operativa. En rigor, para una aeronave sujeta a grandes deformaciones en vuelo, la fórmula (3) no siempre es válida. Sin embargo, esta observación no suele aplicarse a los aviones de combate. A partir del valor de nyp durante las maniobras inestables más enérgicas, se pueden determinar características particulares de la maniobrabilidad de la aeronave como los radios actuales rg y rv, las velocidades angulares actuales wg y wv.

Límite de empuje sobrecarga normal nypr es la mayor sobrecarga en la que la resistencia Q se vuelve igual al empuje Рр y al mismo tiempo nx=0. A veces se añade la palabra “largo plazo” al nombre de esta sobrecarga.

La sobrecarga de empuje máxima se calcula de la siguiente manera:

  • para una altitud y un número de Mach determinados, encontramos el empuje Рр (según las características altitud-velocidad del motor);
  • para nypr tenemos Pр=Q=Cx*S*q, de donde podemos encontrar Cx;
  • de la grilla de polares usando los conocidos M y Cx encontramos Cy;
  • calcular la fuerza de elevación Y=Су*S*q;
  • Calculamos la sobrecarga ny=Y/G, que será el empuje máximo, ya que en los cálculos partimos de la igualdad Рр=Q.

El segundo método de cálculo se utiliza cuando las polares de la aeronave son parábolas cuadráticas y cuando en lugar de estas polares se dan las curvas Cx0(M) y A(M) en la descripción de la aeronave:

  • encontramos el empuje Рр;
  • Escribamos Рр = Cр*S*q, donde Ср es el coeficiente de empuje;
  • por condición tenemos Рр = Ср*S*q=Q=Cх*Q*S*q+(A*G²n²ypr)/(S*q), de donde:

La reactancia inductiva es proporcional al cuadrado de la sobrecarga, es decir, Qi=Qi¹*ny² (donde Qi¹ es la reactancia inductiva en nу=1). Por lo tanto, basándonos en la igualdad Рр=Qo+Qи, podemos escribir la expresión para la sobrecarga máxima de esta forma:

La dependencia de la sobrecarga máxima del número de Mach y la altitud de vuelo se muestra gráficamente en la Fig. 5.5 (ejemplo tomado del libro).

Puedes observar que las líneas nypr=1 en la Fig. 5. es el límite del vuelo horizontal estable que ya conocemos.

En la estratosfera, la temperatura del aire es constante y el empuje es proporcional a la presión atmosférica, es decir, Рp2/Рp1=р2/p1 (aquí el coeficiente de empuje Ср=const), por lo tanto, de acuerdo con la fórmula (5.4) a un número dado M en la estratosfera, la proporción se produce:

En consecuencia, la sobrecarga de empuje máxima a cualquier altura superior a 11 km puede determinarse mediante la presión p1 en la línea de techos estáticos, donde nypr1=1. Por debajo de 11 km, no se observa la proporción (5,6), ya que el empuje al disminuir la altitud de vuelo aumenta más lentamente que la presión (debido al aumento de la temperatura del aire) y el valor del coeficiente de empuje Cp disminuye. Por lo tanto, para altitudes de 0 a 11 km, el cálculo de las sobrecargas de empuje máximas debe realizarse de la forma habitual, es decir, utilizando las características altitud-velocidad del motor.

A partir del valor de nypr, se pueden encontrar características particulares de la maniobrabilidad del avión como el radio rg, la velocidad angular wg, el tiempo tf de un giro constante, así como r, w y t de cualquier maniobra realizada con energía constante (prl Pр =P).

Sobrecarga longitudinal nx es la relación entre la diferencia entre la fuerza de empuje (asumiendo Px = P) y la resistencia al peso de la aeronave.

Nota Al conducir sobre el suelo, a la resistencia también se le debe sumar la fuerza de fricción de las ruedas.

Si sustituimos el empuje disponible de los motores Рр en la última fórmula, obtenemos el llamado sobrecarga longitudinal disponible:

Arroz. 5.5. Límites de sobrecarga de empuje para el avión F-4C Phantom; postquemador, peso 17,6 m

Cálculo de la sobrecarga longitudinal disponible. para un valor arbitrario de nу producimos lo siguiente:

  • encontramos el empuje Рр (según las características altitud-velocidad del motor);
  • Para una sobrecarga normal dada ny, calculamos la resistencia de la siguiente manera:
    ny->Y->Сy->Сx->Q;
  • Usando la fórmula (5.7) calculamos nxр.

Si la polar es una parábola cuadrática, entonces se puede utilizar la expresión Q=Q0+Qi¹*ny², como resultado de lo cual la fórmula (5.7) toma la forma

Recordemos que cuando ny=nypr se cumple la igualdad

Sustituyendo esta expresión por la anterior y descomponiéndola obtenemos la fórmula final

Si estamos interesados ​​en el valor de la sobrecarga longitudinal disponible para vuelo horizontal, es decir, para ny=1, entonces la fórmula (5.8) toma la forma

En la figura. La Figura 5.6 muestra como ejemplo la dependencia de nxр¹ de M y N para el avión F-4C Phantom. Se puede observar que las curvas nxр¹(M, Н) en otra escala repiten aproximadamente el curso de las curvas nyр(М, Н), y la recta nxр¹=0 coincide exactamente con la recta nyр=1. Esto es comprensible, ya que ambas sobrecargas están relacionadas con la relación empuje-peso del avión.

Con base en el valor de nxр¹, es posible determinar características particulares de la maniobrabilidad de la aeronave como la aceleración durante la aceleración horizontal jx, la velocidad vertical de un ascenso constante Vy, la velocidad de ascenso a una altitud energética Vyе en un ascenso (descenso) lineal inestable con un cambio en velocidad.

Fig. 5 6 Sobrecargas longitudinales disponibles en vuelo horizontal del avión F-4C Phantom; postquemador, peso 17,6 t

8. Todas las sobrecargas características consideradas (nU9, nupr, R*P> ^lgr1) a menudo se representan en forma de gráfico como se muestra en la Fig. 5.7. Se denomina gráfico de características generalizadas de maniobrabilidad de una aeronave. Según la Fig. 5.7 para una altura dada Hi para cualquier número M, puedes encontrar pur (en la línea Sur o n^max). %Pr (en el eje horizontal, es decir, para phr = 0), Lhr1 (para pu =) y pX9 (para cualquier sobrecarga pu). Las características generalizadas son más convenientes para varios tipos de cálculos, ya que de ellas se puede tomar cualquier valor directamente, pero no son visuales debido a la gran cantidad de estos gráficos y curvas en ellas (para cada altura es necesario tener un gráfico separado, similar al que se muestra en la Fig. 5.7). Fig. 5 7 Características generalizadas de la maniobrabilidad de la aeronave en altitud Hi (ejemplo) Para tener una idea clara y completa de la maniobrabilidad de la aeronave, basta con tener tres gráficos p (M, H), como en la Fig. 5.4,6; pupr (M, N) - como en la Fig. 5,5,6; px p1 (M, N) - como en la Fig. 5 6.6.

En conclusión, consideraremos la cuestión de la influencia de los factores operativos sobre las sobrecargas normales de tracción máxima y disponible y sobre la sobrecarga longitudinal disponible.

Efecto del peso

Como puede verse en las fórmulas (5.2) y (5.4), la sobrecarga normal disponible pur y la sobrecarga normal de empuje máximo nypr cambian en proporción inversa al peso de la aeronave (a M y N constantes).

Si se da la sobrecarga ny, entonces a medida que aumenta el peso de la aeronave, la sobrecarga longitudinal disponible nxр disminuye de acuerdo con la fórmula (5.7), pero aquí no se observa una proporcionalidad inversa simple, ya que a medida que aumenta G, la resistencia Q también aumenta.

Influencia de suspensiones externas.

Las suspensiones externas pueden influir en las sobrecargas mencionadas, por un lado, a través de su peso y, por otro, a través de un aumento adicional de la parte no inductiva de la resistencia del avión.

La sobrecarga normal disponible nyр no se ve afectada por la resistencia de las suspensiones, ya que esta sobrecarga depende únicamente de la magnitud de la fuerza de sustentación disponible del ala.

La sobrecarga de empuje máxima nypr, como puede verse en la fórmula (5.4), disminuye si aumenta Cho. Cuanto mayor sea el empuje y mayor la diferencia Cp - Cho, menor será la influencia de la resistencia de la suspensión sobre la sobrecarga máxima.

La sobrecarga longitudinal disponible lhr también disminuye al aumentar Cho. La influencia de Схо sobre nxр se vuelve relativamente mayor a medida que aumenta la sobrecarga nу durante la maniobra.

Influencia de las condiciones atmosféricas.

Para mayor precisión del razonamiento, consideraremos un aumento de temperatura del 1% a la presión estándar p; La densidad del aire p será un 1% menor que la estándar. Dónde:

  • a una velocidad dada V, la sobrecarga normal disponible (según Ср) disminuirá aproximadamente un 1%. Pero a una determinada velocidad del indicador Vi o número M, la sobrecarga nur no cambiará al aumentar la temperatura;
  • la sobrecarga de empuje normal máxima nypr con un número dado M disminuirá, ya que un aumento de la temperatura en un 1% conduce a una caída en el empuje Рр y el coeficiente de empuje Ср en aproximadamente un 2%;
  • la sobrecarga longitudinal disponible nхр al aumentar la temperatura del aire también disminuirá de acuerdo con la caída del empuje.

Encender el postquemador (o apagarlo)

Afecta en gran medida la sobrecarga de empuje normal máxima nypr y la sobrecarga longitudinal disponible nхр. Incluso a velocidades y altitudes donde Рр >> Qг, un aumento del empuje, por ejemplo, 2 veces conduce a un aumento de npr de aproximadamente sqrt(2) veces y a un aumento de nхр¹ (en nу = 1) de aproximadamente 2 veces.

A velocidades y altitudes donde la diferencia Рр - Qг es pequeña (por ejemplo, cerca de un techo estático), un cambio en el empuje conduce a un cambio aún más notable tanto en npr como en nхр¹.

En cuanto a la sobrecarga normal disponible (según Сyр) nyр, la cantidad de empuje casi no tiene ningún efecto sobre ella (suponiendo Рy=0). Pero hay que tener en cuenta que a mayor empuje, el avión pierde energía más lentamente durante la maniobra y, por tanto, puede permanecer a velocidades más altas durante más tiempo, momento en el que la sobrecarga disponible nyр tiene el mayor valor.

El desarrollo y la producción de motores turborreactores para aviones (TRD) es hoy uno de los sectores industriales más intensivos en conocimientos y científica y técnicamente avanzados. Se crearon motores de turbina de gas de aviación de cuatro generaciones, se produjeron en serie y se pusieron en funcionamiento en masa.

Los motores forzados de doble circuito modernos son dos veces más económicos que los primeros turborreactores, tienen un peso específico entre 6 y 8 veces menor, su confiabilidad ha aumentado muchas veces y su vida útil ha aumentado en más de dos órdenes de magnitud. El desarrollo de motores de avión se basa en un complejo de investigaciones fundamentales y aplicadas en aerodinámica y termodinámica, ciencia de materiales, resistencia y muchas otras áreas. En los turborreactores de derivación de cuarta generación (motores turborreactores), los parámetros del ciclo termodinámico han alcanzado un nivel muy alto: la temperatura del gas delante de la turbina alcanza los 1650-1700 grados Kelvin, el grado de aumento de presión en el compresor es de hasta 40.

Aún más avanzados son los nuevos motores de avión de quinta generación, que se desarrollan sólo en países que tienen el potencial científico, técnico y de producción necesario. Además de Rusia, sólo Estados Unidos, Inglaterra y Francia tienen un ciclo completo de creación y producción de motores de gas para aviación. No en vano, la capacidad de crear y producir motores de turbina de gas para aviación se considera hoy en día un atributo de una gran potencia.

A su vez, la construcción de motores de aviación, basada en las tecnologías más avanzadas, estimula el desarrollo de todas aquellas industrias que requieren fuentes de energía compactas, móviles y bien controladas: transporte terrestre y acuático, ingeniería térmica, bombeo de gas, secado, limpieza, incendio. tecnologías de extinción, etc.

A lo largo de muchas décadas se ha formado una poderosa infraestructura científica y productiva para la fabricación de motores de aviación en nuestro país, incluida una base experimental para pruebas en banco, única en su capacidad para reproducir condiciones de vuelo de alta velocidad y gran altitud. Ahora, en el contexto de la crisis económica, el volumen de trabajo de desarrollo y producción de la industria nacional de motores de aviación se ha reducido cinco veces o más, y el número de empleados se ha reducido casi a la mitad. La capacidad de producción de las empresas se utiliza sólo entre el 10 y el 20%. En la estructura del precio de los motores, los costos de combustible, materiales y energía aumentaron entre 1,5 y 2 veces y ascienden a más del 50%, y la participación del fondo salarial disminuyó entre 3 y 5 veces, a 4-6%. Por lo tanto, el desarrollo de nuevos motores y la modernización de los de serie, la creación de una base científica y técnica para proporcionar motores de la próxima generación requiere serios esfuerzos organizativos y financieros tanto por parte del Estado como de la industria.

En los últimos 25 a 30 años, han pasado a primer plano una serie de factores que tienen una fuerte influencia en el estado y las perspectivas de la industria mundial de motores de aviación. Entre ellos, en primer lugar, cabe destacar el aumento del coste, el aumento del tiempo total de desarrollo y el precio de los motores de avión. Este período está asociado con el desarrollo del motor de derivación como el principal tipo de motor de turbina de gas para la aviación subsónica y supersónica, como resultado de lo cual mejoraron enormemente la rentabilidad y las características ambientales del transporte aéreo y la efectividad de combate de la aviación militar. El crecimiento de los indicadores de costos de los motores de aviones se está volviendo exponencial, mientras que de generación en generación la proporción de investigación exploratoria para crear una reserva científica y técnica avanzada (NTR) es cada vez mayor. Así, según datos aproximados de la industria de motores de aviación de EE. UU., durante la transición de la cuarta a la quinta generación, los costos aumentan del 15% al ​​60% y, en términos de tiempo, casi el doble.

La creación de especificaciones científicas y técnicas avanzadas para motores de aviones prometedores es una prioridad en la política científica y técnica nacional de los países occidentales industrializados. La identificación temprana de problemas técnicos y formas de resolverlos para esta tarea puede reducir significativamente los costos de desarrollo y certificación de motores. La posición de liderazgo en este sentido es el nacimiento de nuevas tecnologías en relación a los motores militares como los más exigentes en cuanto a parámetros de proceso. Los programas NTZ se financian principalmente con cargo al presupuesto estatal.

LA BASE DEL ÉXITO ACTUAL

El alto nivel de diseño y tecnológico de las soluciones implementadas en los motores para la aviación militar determina su papel de vanguardia en el desarrollo de la construcción de motores aeronáuticos en su conjunto. Los motores para aviones de combate maniobrables se caracterizan por el más alto nivel de perfección técnica, especialmente de peso. La aparición misma del motor de turbina de gas de aviación a finales de los años 30 y su uso generalizado en los años 40-50, que comenzó con los aviones de combate, está asociado con las propiedades orgánicas del motor turborreactor: la posibilidad de aumentar la potencia de tracción en vuelo. condiciones.

El desarrollo de los aviones de combate se caracteriza por un aumento continuo de la relación empuje-peso (relación peso-empuje) como medio para garantizar la maniobrabilidad y la superioridad aérea. Es esta circunstancia la que determina el continuo endurecimiento de los requisitos para reducir el peso específico de los motores de los vehículos maniobrables. Gracias a una disminución en el peso específico de los motores del nivel 0,7-0,8 (turbofans de primera generación) al nivel de 0,12-013 (turbofans de cuarta generación), la relación empuje-peso en el despegue aumentó de 0,3 para los cazas a reacción de primera generación hasta un valor superior a 1 para los cazas modernos de cuarta generación.

Ya en la década de 1950, el desarrollo de las velocidades de vuelo supersónicas llevó a la necesidad de proporcionar plantas de energía multimodo para los aviones, cuyos requisitos se están volviendo aún más estrictos debido a la tendencia a garantizar la multifuncionalidad de los vehículos de combate modernos. El resultado de esto en los aviones de combate es una tendencia a que el peso específico del motor disminuya más rápidamente en comparación con el aumento de la relación empuje-peso del avión.

Resolver el problema científico y técnico más complejo de crear un motor que combine requisitos tan opuestos como una baja gravedad específica y un funcionamiento multimodo hizo necesario dominar el diseño de un motor turborreactor de doble circuito con posquemador (TRDDF), que se distingue por un proceso operativo muy complejo. Esto, a su vez, requirió el desarrollo de:

Materiales estructurales fundamentalmente nuevos con alta resistencia específica (titanio, polvo resistente al calor y aleaciones monocristalinas, etc.);

Cámaras de combustión anulares de alta temperatura y turbinas de alta diferencia;

Compresores regulables de baja etapa con gran trabajo por etapa;

Sistemas electrónicos de control digital integrados con un sistema de diagnóstico técnico.

Creación en los años 70-80 de los motores turbofan básicos de cuarta generación RD-ZZ (LNPO que lleva el nombre de V.Ya. Klimov), AL-31F (JSC Lyulka-Saturn), D-30F6 (JSC Aviadvigatel) para aviones de combate: un importante científico y logros técnicos de la industria nacional de motores de aeronaves. Las cualidades excepcionales de estas muestras (baja gravedad específica, número reducido de etapas de las máquinas de palas, una amplia gama de condiciones de funcionamiento, estabilidad del compresor al volar en ángulos de ataque elevados, un postquemador corto y de amplio alcance con boquilla ajustable, altas características dinámicas y sin restricciones en el movimiento de la palanca de control) nos permiten considerar que son los más exitosos entre los motores modernos de vehículos supersónicos maniobrables, como lo demuestra el éxito generalmente reconocido de los MiG-29, Su-27, MiG-31. Los motores multimodo de cuarta generación también incluyen motores turbofan NK-25, NK-32 (JSC SNTK que lleva el nombre de N.D. Kuznetsov) para aviones de aviación estratégicos y de largo alcance, los más potentes del mundo.

Los turbofan supersónicos multimodo nacionales de cuarta generación aparecieron con el apoyo científico y la participación directa del CIAM.

En los nuevos motores de quinta generación para aviones supersónicos maniobrables, las tendencias de desarrollo de turbofan multimodo de bajo peso se complementan con nuevos requisitos: garantizar un vuelo de crucero supersónico, visibilidad reducida, desviación del vector de empuje con alta confiabilidad y una larga vida útil. En relación con el problema de la adquisición, pasa a primer plano la tarea de establecer la correspondencia del costo del motor y el costo de su operación con el poder adquisitivo del cliente.

En los años 80, JSC Lyulka-Saturn comenzó a trabajar en el motor turbofan AL-41F de quinta generación para un nuevo caza multifuncional. El concepto y la apariencia técnica del motor de nueva generación se desarrollaron sobre la base de investigaciones exploratorias realizadas conjuntamente por el CIAM y las oficinas de diseño.

APORTE DEL INSTITUTO

En los años 80, la industria nacional de motores participaba estrechamente en el NTZ y este trabajo no era inferior en alcance a los programas extranjeros. Sin embargo, una reducción significativa en la financiación presupuestaria provocó un retraso en el desarrollo del motor de quinta generación y provocó un bajo ritmo de creación de NTZ para los motores de sexta generación. El trabajo realizado en el CIAM para crear una NTZ experimental para la próxima generación de motores es una prioridad en el área de interés del instituto, pero debido a la insuficiente asignación de fondos, se lleva a cabo en un volumen limitado y a un ritmo lento. . La continuación de esta tendencia conducirá a un retraso catastrófico en el desarrollo de motores nacionales a nivel mundial.

La metodología moderna para crear motores se basa en la integración de sistemas de modelado tridimensional, diseño por computadora y fabricación asistida por computadora, lo que crea la base para reducir la proporción del componente de "acabado" más caro: su desarrollo en prototipos. CIAM ha introducido métodos tridimensionales para calcular flujos viscosos inestables basados ​​en la resolución de las ecuaciones de Navier-Stokes y problemas de optimización inversa de elementos, enfoques multidisciplinarios para el estudio de la dinámica de los gases y la transferencia de calor en las cavidades de los discos, análisis de la medición de holguras en el motor. y resolver una serie de otros problemas. Se ha desarrollado el modelado de procesos no estacionarios para analizar los procesos de pérdida de estabilidad dinámica del gas y aleteo en compresores, etc.

Una de las más difíciles es la tarea de dominar las altas temperaturas de los gases. El uso de álabes monocristalinos con refrigeración penetrante es una de las direcciones prometedoras para crear turbinas que funcionen a temperaturas de gas de 2000 a 2200 grados Kelvin. CIAM cuenta con un conjunto de tecnologías necesarias para la creación exitosa de una prometedora pala de turbina de alta presión. Se realizan investigaciones en conjunto con VIAM y la Empresa Estatal de Investigación y Producción Salyut para optimizar el diseño y las soluciones tecnológicas.

CIAM ha desarrollado una cámara de combustión modular de alta temperatura (hasta 2100 grados Kelvin) para motores con una mayor vida útil y bajas emisiones de sustancias nocivas. Se garantiza un aumento múltiple de la vida útil mediante el uso de un tubo de llama segmentado o perforado de doble pared, que también ayuda a reducir las irregularidades del campo de temperatura en la salida de la cámara y la turbina.

Uno de los factores que garantiza la “disponibilidad” del motor es la reducción del número de sus piezas mediante la reducción del número de etapas de las máquinas de palas, lo que reduce los costes de producción y reparación.

El desarrollo de los compresores para motores de aviones avanza en la dirección de aumentar la carga aerodinámica en las etapas, por lo que su número está disminuyendo. Al mismo tiempo, el problema de asegurar la resistencia a las vibraciones de las máquinas de palas se agudiza debido a factores como el aumento de la presión de las etapas y el uso de estructuras con baja amortiguación (monociclos - “bliskies” con palas de baja relación de aspecto). Para resolver el problema de la intensidad de las vibraciones, se han desarrollado métodos originales de diagnóstico de vibraciones sin contacto, que permiten identificar la causa de su aparición (resonancia, aleteo, pérdida de rotación).

El desarrollo e implementación de nuevos materiales y soluciones de diseño y tecnológicas son un factor decisivo en la creación de motores de nueva generación. CIAM, junto con el Instituto Panruso de Materiales de Aviación, algunos institutos tecnológicos y oficinas de diseño, ha desarrollado un programa de tecnologías críticas (clave), que prevé la creación de elementos y componentes de motores altamente eficientes basados ​​​​en el uso de alta resistencia. aleaciones de titanio y níquel (monocristalinas, en polvo, compuestos intermetálicos, etc.), materiales compuestos, métodos avanzados de fundición, soldadura, prensado, recubrimiento, etc.

Los futuros sistemas de control automático de motores (ACS) utilizarán sensores, actuadores y dispositivos de medición de combustible "inteligentes" que contienen procesadores integrados que realizan el procesamiento primario y la corrección de datos. Al mismo tiempo, se simplifica la integración del ACS con los sistemas de la aeronave y el sistema de control y diagnóstico, se reduce la masa de líneas de conexión y se aumenta la confiabilidad de todo el sistema.

El desarrollo y la implementación de métodos operativos rentables garantizando al mismo tiempo la seguridad de los vuelos es la tarea más importante de la industria nacional de motores. Su solución se basa en mejorar los métodos de gestión de recursos del motor. Importantes reservas para aumentar la vida útil están asociadas con el funcionamiento de los motores según su condición técnica, donde el papel clave lo desempeña la mejora de los sistemas de diagnóstico técnico, cuyas principales direcciones son la implementación de algoritmos de predicción de fallas en los sistemas de a bordo. y la automatización de la toma de decisiones diagnósticas.

La creación de familias de motores de diferente empuje (potencia) y finalidades basadas en el producto base y su generador de gas es también una de las formas más importantes de reducir los costes del ciclo de vida (LCC) y aumentar la "disponibilidad". Los beneficios de la unificación mediante la creación de familias de motores son evidentes en todas las etapas del ciclo de vida.

Para implementar este enfoque, es necesario que el motor base tenga una "reserva para el desarrollo", cuya elección razonable también se hace sobre la base del conocimiento técnico acumulado. Las formas de reducir costes de todas las formas posibles son la base del desarrollo de una metodología moderna para la creación de motores, que se lleva a cabo en el CIAM junto con la industria.

La práctica demuestra que los aviones modernos están en servicio durante al menos 25-30 años. La ampliación durante este período de funciones, el volumen y la complejidad de las tareas que realizaban determinan el aumento del peso de despegue de las máquinas. Para mantener y aumentar la relación empuje-peso, es necesario un aumento correspondiente del empuje como condición principal para garantizar las características operativas y la maniobrabilidad. Por tanto, una de las direcciones actuales para el desarrollo de la familia es la creación de modificaciones con mayor empuje bajo las restricciones dimensionales impuestas por los requisitos de intercambiabilidad con el modelo de motor original (base). Esto hace necesario el uso de nuevos diseños y soluciones tecnológicas inherentes a los motores de nueva generación. Por lo tanto, en el caso de la modernización del NTZ, se necesita el uso de los últimos logros, lo que le da a la nueva modificación las características de un motor de próxima generación, pero al mismo tiempo su creación es mucho más barata que el desarrollo de uno completamente nuevo. motor del mismo empuje.

EL CAMINO HACIA LA SEXTA GENERACIÓN

Los motores de sexta generación para la aviación de combate, cuya creación debería esperarse en 2010-2015, en relación con la quinta generación, deberían tener una serie de características que le den un nivel cualitativamente nuevo al avión de combate. Estos incluyen reducir el peso específico del motor entre 1,4 y 2 veces, el consumo específico de combustible entre un 15 y un 30%, aumentar la fiabilidad entre un 60 y un 80%, garantizar la vida útil del motor correspondiente a 0,5-1 de la vida útil del fuselaje y reducir entre 2 y 3 veces la vida útil del motor. intensidad de mano de obra de mantenimiento y, en total, un menor ciclo de vida.

Se debe garantizar un alto nivel de peso y perfección operativa del motor de sexta generación implementando en su diseño una temperatura extremadamente alta del gas delante de la turbina (2300-2400 grados Kelvin), el uso de materiales compuestos para la fabricación del motor principal. componentes, una pistola autopropulsada integrada basada en un accionamiento eléctrico y rotores de suspensión "secos", tecnologías fundamentalmente nuevas para la fabricación de componentes.

La implementación en los Estados Unidos, sobre la base del presupuesto estatal, del programa nacional de tecnologías clave de motores de aviación INRTET, así como otros programas que lo desarrollan y complementan con un enfoque en la globalización de la presencia de la aviación militar estadounidense alrededor de 2015, tiene la máxima importancia. objetivo de lograr una posición de monopolio en la fabricación de aviones y motores de los Estados Unidos en las próximas décadas, desplazando el mercado de los fabricantes de aviones en otros países, incluida Rusia, y principalmente la industria nacional de motores de aviones, una rama clave de la industria aeronáutica.

Se necesita un concepto claro para el desarrollo de la industria nacional de motores de aviación como componente indispensable del concepto general para el desarrollo de la aviación en nuestro país en forma de un único complejo interconectado que asegure el desarrollo, la producción y la operación de aviones militares y transporte aéreo. El desarrollo de la fabricación de motores de aviación debe basarse en los principios de una combinación equilibrada de trabajo que garantice las prioridades nacionales en las áreas de modernización de los motores existentes y creación de nuevos, y la acumulación sistemática de conocimientos técnicos para los motores de la próxima generación. Es necesaria una regulación estatal del coste del combustible, la energía y los recursos materiales. La implementación de la política estatal destinada a apoyar a las industrias que utilizan altas tecnologías debe ser consagrada legislativamente. La paridad y la competitividad de los motores, tanto nuevos como modernizados, estarán determinadas en gran medida por los logros en el campo de las tecnologías clave prometedoras, el componente más importante del potencial científico y técnico.

La maniobrabilidad de un avión generalmente se entiende como su capacidad para cambiar rápidamente los elementos de la trayectoria, es decir, la magnitud de la velocidad y la dirección del movimiento. Ejército de reserva
Algunos cambios se pueden realizar tanto simultáneamente como por separado. Por ejemplo, durante un giro constante, solo cambia la dirección del movimiento, pero la velocidad no cambia. Por el contrario, durante la aceleración y el frenado, la velocidad cambia, pero la dirección del movimiento permanece sin cambios.

Cada tipo de aeronave, dependiendo de su finalidad, debe poder realizar determinadas maniobras. Por ejemplo, las maniobras de los bombarderos pesados ​​se reducen esencialmente a giros superficiales. Para los bombarderos en picado, el número de maniobras aumenta considerablemente: picado y recuperación brusca, giro profundo, giro de combate, etc. El número de maniobras para un avión de combate es especialmente grande.

El programa de pruebas de maniobrabilidad debe elaborarse cada vez de forma específica, en relación con el tipo de aeronave y los requisitos tácticos y técnicos que se le imponen. Aquí sólo podemos señalar las maniobras elementales más importantes: giro constante en serie, giro inestable (no

puerta 180°), colina, giro de combate, balanceo de ala, balanceo, loop e Immelmann, picado y recuperación, aceleración y frenado.

Al probar la maniobrabilidad, se recomienda instalar registradores para registrar los parámetros principales: velocidad, altitud, velocidades angulares, sobrecargas, ángulos de deflexión de los controles y fuerzas sobre ellos. A partir de los registros de estos dispositivos, es fácil evaluar los parámetros más importantes que caracterizan la maniobra y las condiciones para su ejecución: el tiempo de la maniobra, la velocidad y altitud inicial y final, las sobrecargas máximas y la intensidad de la maniobra. las fuerzas sobre los controles y los ángulos de desviación requeridos, así como la “reserva” de desviaciones. Todos estos parámetros deben compararse con estos

los mismos parámetros para otros tipos de aeronaves de finalidad similar y con los requisitos tácticos y técnicos para este tipo de aeronaves.

Para la ilustración en la FIG. 14.8 muestra grabaciones típicas de instrumentos cuando interpreta Immelmann. En esta figura se puede ver que el tiempo de Immelmann es de ~19 segundos, la sobrecarga máxima es de 4,2 y el desnivel acumulado es de 330 m.

En la figura. 14.9 se muestran las mismas curvas para el caso de la aceleración de una aeronave. Tiempo de aceleración de 340 km/h a 590 km/h

equivale a 18,5 segundos. Generalmente construyen la cantidad ———- y encuentran el tiempo

tiempo de aceleración desde el valor inicial ———— -, debido a

Es imposible especificar parámetros que caractericen la maniobrabilidad en general. Para cada maniobra se seleccionan determinados parámetros y se comparan sus valores con las recomendaciones y con los requisitos tácticos y técnicos.

La tecnología y las tácticas están indisolublemente entrelazadas. El desarrollo de la tecnología de la aviación conduce inevitablemente al desarrollo de tácticas de combate aéreo, y el desarrollo de tácticas estimula la creación de nuevos aviones. Esto se evidencia en la historia del desarrollo del combate aéreo desde la Primera Guerra Mundial hasta nuestros días.

En el combate aéreo que utiliza misiles aire-aire de largo y medio alcance (RBD y RSD), un caza no necesita ninguna gran maniobrabilidad, incluso si el atacante está realizando vigorosas maniobras defensivas.

La experiencia de las guerras locales y los conflictos militares de la segunda mitad del siglo XX ha demostrado que en las batallas aéreas pueden surgir situaciones en las que el uso de RBD y RSD sea imposible. Entonces se vuelve inevitable el combate aéreo maniobrable cercano utilizando misiles de corto alcance (SRM) y armas pequeñas y cañones.

En el proceso de maniobras a largo plazo, cuando se aplica la regla de "quién ganará", la aerodinámica del avión también se convierte en un arma. Así, si antes, por razones de seguridad, estaba estrictamente prohibido entrar en modos disruptivos, en el conflicto armado entre Siria e Israel de 1973, los pilotos a menudo recurrieron a maniobras bruscas de los aviones, a veces hasta el punto de averiarse. Estas batallas aéreas mostraron la necesidad de levantar las restricciones para entrar en modos de vuelo estancados. Además, surgió la pregunta: ¿cómo hacer que el vuelo sea controlable en estos modos? A mediados de la década de 1970, se generalizó la idea de crear un avión "súper maniobrable".

La maniobrabilidad de una aeronave es su capacidad para cambiar su posición en el espacio cambiando el vector velocidad en magnitud o dirección, o simultáneamente en magnitud y dirección. Cuanto más rápido cambie el vector de velocidad del avión, mayor será su maniobrabilidad. Para caracterizar la maniobrabilidad de una aeronave se utilizan indicadores de maniobrabilidad tanto específicos como generales.

Los indicadores particulares incluyen velocidades angulares y radios de curvatura de los elementos de maniobra (maniobras acrobáticas) y el tiempo que lleva completar una maniobra (figura). Pero para caracterizar la maniobrabilidad de un avión con un diseño aerodinámico clásico, los indicadores generales de maniobrabilidad (sobrecarga) son más aceptables. La maniobrabilidad máxima de este tipo de aviones está determinada por la sobrecarga normal disponible, que, a su vez, depende de la altitud y la velocidad de vuelo. Si se excede esta sobrecarga, existe el peligro de que el avión entre en pérdida y luego gire. La sobrecarga normal disponible corresponde a las velocidades angulares máximas y radios mínimos de trayectorias en el plano de maniobra.

La experiencia de las guerras locales ha demostrado que las maniobras, incluso cuando se llega a modos de vuelo estancados, no siempre dan el resultado deseado. La razón es que los cazas de tercera generación ya han absorbido todas las reservas de "agilidad". Quedó claro que para ganar una batalla aérea maniobrable, un caza no sólo debe tener una gran "agilidad", sino también no detenerse en ángulos de ataque supercríticos. Surgió el problema de garantizar no sólo la estabilidad, sino también la controlabilidad del avión en estos ángulos de ataque. Apareció un nuevo término: "supermaniobrabilidad", que significaba vuelo controlado en ángulos de ataque supercríticos.

Esta interpretación de "supermaniobrabilidad" no refleja plenamente la esencia del asunto, ya que no tiene en cuenta la relación con la maniobrabilidad de la aeronave en ángulos de ataque subcríticos. Una aeronave puede considerarse súper maniobrable si, en los modos de vuelo, las tasas de cambio en los ángulos de trayectoria (¿ángulos de trayectoria? e inclinación de la trayectoria Q) son las mismas que las de una aeronave maniobrable convencional, es decir, Las velocidades angulares de la trayectoria ("agilidad") son mayores que las de este último, y que es capaz de realizar un vuelo controlado en ángulos de ataque supercríticos.









El trabajo conjunto de A.I. Mikoyan Design Bureau, P.O. Sukhoi Design Bureau y TsAGI en esta dirección comenzó en 1969. Se descubrieron nuevas posibilidades para aumentar significativamente las propiedades de carga del avión con un aumento bastante pequeño de la resistencia. Esta nueva dirección, desarrollada en TsAGI, se basó en el uso racional de vórtices especialmente inducidos en la superficie superior del ala, que se generaban mediante un hundimiento puntiagudo en su parte de raíz. Un factor importante fue el uso de puntas de ala desviadas automáticamente, cuyo ángulo de deflexión aumentaba constantemente al aumentar el ángulo de ataque y, finalmente, apareció una forma "aplanada" del fuselaje, lo que aumentó su contribución a la fuerza de sustentación (hasta 40 %) y redujo el efecto desestabilizador sobre la estabilidad direccional. La disposición aerodinámica era de carácter integral, combinando el ala con el fuselaje a través de carenados de gran diámetro. Una ilustración de lo dicho es un dibujo que compara los diagramas de los aviones MiG-29 y Su-27.

En octubre de 1977, el piloto de pruebas A.V. Fedotov. Realizó el primer vuelo en un caza maniobrable experimental, el futuro MiG-29. El MiG-29 comenzó a entrar en servicio en 1983. En la exposición internacional de aviación en Farnborough (Inglaterra) en septiembre de 1988, el piloto de pruebas A.N. Kvochur fue el primero en demostrar la figura de la "campana" en este avión (elevándose con el frenado y el posterior movimiento hacia la cola).

Se logró un gran éxito en la creación de un avión súper maniobrable en la Oficina de Diseño de Sukhoi, donde se creó el avión Su-27. Desde 1976, el trabajo en este avión se llevó a cabo bajo la dirección del diseñador jefe (ahora general) M.P. Simonov, y desde 1980 bajo la dirección del diseñador jefe A.I.

El primer avión de este tipo, el T-10-1, era esencialmente una "plataforma voladora", la base para la creación de aviones de circuito integrado súper maniobrables. Al conectar el ala al fuselaje mediante un circuito integrado, los volúmenes internos aumentan, lo que resulta beneficioso desde el punto de vista de la colocación de combustible, equipos y armas. El fuselaje y el ala se combinan en un todo: el fuselaje se vuelve portador, es decir, crea una fuerza de elevación significativa. Esto permite reducir el peso de la estructura del avión, en particular del ala. En este avión, además del “aplanamiento” del fuselaje y el circuito integrado de su articulación con el ala, se utilizó la desviación automática de las puntas de las alas.

Una característica fundamentalmente nueva del avión súper maniobrable fue la inestabilidad estática longitudinal a velocidades de vuelo subsónicas. Un avión inestable en términos de sobrecarga tiene una ventaja significativa sobre uno estable: para equilibrarlo, es necesario crear una fuerza de sustentación en la cola horizontal, dirigida en la misma dirección que la fuerza de sustentación del ala. Como resultado, la desviación del estabilizador controlado para el equilibrio conducirá a un aumento en la sustentación de la aeronave. Para controlar una aeronave inestable debido a una sobrecarga, se utilizan varios dispositivos automáticos para garantizar la estabilidad deseada y las propiedades dinámicas de la aeronave. En esta disposición, la calidad aerodinámica y las propiedades de carga aumentaron significativamente gracias al equilibrio longitudinal garantizado mediante automatización. Al mismo tiempo, el problema de garantizar la estabilidad y la controlabilidad se resolvió mediante el uso de un sistema para mejorar la estabilidad y la controlabilidad (SUC) como parte del sistema de control fly-by-wire (EDCS). Los vuelos de investigación del T-10-1 mostraron la posibilidad fundamental de alcanzar ángulos de ataque supercríticos.




El siguiente paso en el desarrollo de aviones súper maniobrables fue la creación del T-10-S, que no tenía nada en común con el anterior T-10-1 excepto el asiento K-36. En el Su-27 en junio de 1989, en el salón aeronáutico de Le Bourget, el piloto de pruebas Viktor Pugachev demostró una nueva maniobra acrobática: "Cobra" (frenado dinámico): en vuelo horizontal, el avión levantaba enérgicamente su morro, sin cambiar la dirección de vuelo, aumentó el ángulo de ataque a 120°, como si estuviera acostado boca arriba, volando primero con la cola por un momento y luego regresando rápidamente a una posición horizontal. Los periodistas acreditados en el espectáculo aéreo llamaron a esta figura la “Cobra de Pugachev”.

El ángulo de ataque permitido del avión Su-27 es de 26 grados. ¿Por qué, contrariamente a las leyes de la aerodinámica clásica, el avión no se detiene en ángulos de ataque supercríticos, por ejemplo, cuando realiza el mismo Cobra?

Comencemos con el hecho de que cuando el ángulo de ataque aumenta a un valor crítico, aumentan los coeficientes de sustentación y resistencia. También aumenta la proyección de la fuerza de empuje de los motores sobre la vertical local. Esto reduce la proyección de la fuerza de elevación sobre la vertical local. Y en un ángulo de ataque igual a 90°, la fuerza de sustentación actúa en dirección opuesta a la velocidad de vuelo horizontal, es decir, se convierte en fuerza de arrastre. El empuje de los motores en este momento equilibra la gravedad del avión. A medida que el ángulo de ataque aumenta por encima de 90°, la proyección de la fuerza de sustentación sobre la vertical coincide en dirección con la fuerza de gravedad del avión, y la componente vertical del empuje del motor evita que el avión caiga sobre su cola. Los expertos dicen que el avión "está suspendido de una corriente de gases que salen de los motores". A medida que el ángulo de ataque aumenta más allá de 90°, la componente vertical del empuje de los motores disminuye en proporción al seno del ángulo de ataque, y la componente vertical de la fuerza de sustentación coincide en dirección con el vector de gravedad. En ángulos de ataque superiores a 120", la componente vertical de la fuerza de empuje de los motores del Su-27 es menor que la suma de dos fuerzas que actúan en la dirección de la gravedad. Esto limita el ángulo de ataque a 120°. Un aumento de este ángulo amenaza con provocar que el avión caiga de espaldas. En ángulos supercríticos, los ataques provocan inevitablemente alteraciones del flujo de aire desde las superficies de carga. Aquí ya se aplican las leyes de la aerodinámica inestable: las fuerzas aerodinámicas y. Los momentos dependen no solo de los ángulos de ataque y deslizamiento, sino también de la velocidad de su cambio. Durante el flujo inestable, el equilibrio lateral de la aeronave se altera y existe el peligro de que caiga sobre el ala y luego entre. Sin embargo, la inercia del caza, la corta duración del Cobra (unos 10 segundos) y las acciones proactivas del piloto con los timones permiten evitarlo.

Actualmente, Cobra no puede ser una maniobra de combate. El hecho es que el ángulo de ataque permitido del avión Su-27 es de 26° y, antes de entrar en el Cobra, el piloto debe desactivar el sistema de limitación del ángulo de ataque. Por supuesto, esto supone una grave amenaza para la seguridad de los vuelos. Por lo tanto, la "Cobra de Pugachev" sigue siendo una maniobra acrobática que parece impresionante en los espectáculos aéreos, pero es muy difícil llamarla una maniobra de combate efectiva. Sin embargo, la ejecución del Cobra demostró la posibilidad fundamental de evitar que el avión entre en pérdida en ángulos de ataque supercríticos.

Para aumentar el ángulo de ataque más allá de 120°, es necesario aumentar la componente vertical del empuje de los motores. Esto se puede lograr aumentando el empuje de los motores o desviando el vector de empuje en la dirección del eje de elevación. El primer camino conduce a la ponderación del motor y del avión en su conjunto. Por lo tanto, en el OKB estoy. POR. Sukhoi eligió el segundo camino. Bajo el liderazgo del diseñador jefe Konokhov B.S. Se creó el avión Su-37. El prototipo del avión Su-37 es el caza de serie Su-27 y su modificación profunda: el Su-35.

Durante las pruebas en el Su-35, se realizaron súper maniobras como "Cobra", "Hook", "Bell", asociadas con el logro de velocidades cercanas a cero y altos ángulos de ataque. Controlar un avión a velocidades cercanas a cero es prácticamente imposible debido a la insuficiente eficiencia de los controles aerodinámicos. En estos modos de vuelo, el piloto no puede influir en la velocidad de cambio de la posición espacial del avión ni mantenerla en ángulos de ataque elevados, independientemente de si el localizador a bordo tiene tiempo de fijar el objetivo y el misil ha abandonado el lanzador. El deseo de mejorar la capacidad de control de la aeronave a velocidades cercanas a cero llevó a la implementación de la idea de cambiar la dirección del empuje del motor en vuelo, lo que permite realizar acrobacias aéreas controladas a velocidades de vuelo casi nulas e incluso negativas sin restricciones de el ángulo de ataque. Incluso un giro en este avión es una maniobra controlada, no un modo peligroso.



Boquillas desviables en el Su-37





La diferencia fundamental entre el avión Su-37 y todos los aviones anteriores de la familia Su es el vector de empuje desviable (OTV) de los motores. El equilibrio del avión en relación con tres ejes a bajas velocidades de vuelo y altos ángulos de ataque se garantiza mediante el uso de OVT y nuevos controles. ubicado tanto detrás del centro de gravedad de la aeronave como delante de él. Gracias a estos órganos, también se puede garantizar un mayor nivel de agilidad del caza (velocidades angulares máximas de cabeceo y guiñada).

El Su-37 puede realizar maniobras acrobáticas exclusivas de este tipo de avión. Por ejemplo, "Chakra" (un chakra es un arma antigua en la India, un anillo de metal con un filo), que lleva el nombre del piloto de pruebas Evgeny Frolov. Al realizar esta figura, el avión reduce su velocidad a medida que asciende (como cuando realiza la figura de la “Campana”) y desde esta posición hace un “bucle muerto” a velocidades de vuelo muy bajas, ¡prácticamente girando sobre su cola!

La velocidad angular de giro en el plano vertical se puede aumentar aumentando el factor de carga normal, disminuyendo la velocidad de vuelo, o ambas cosas. La sobrecarga se puede aumentar aumentando la componente vertical de la fuerza de empuje de los motores, desviando el párpado.

toro de empuje en el plano de simetría de la aeronave hacia el eje de sustentación. Cuanto mayor sea el ángulo de desviación del vector de empuje, mayor será la fuerza que desvía la trayectoria de vuelo de la aeronave. Sin embargo, con un aumento en el ángulo de desviación del vector de fuerza de empuje, no solo aumenta la componente vertical de esta fuerza, sino que también disminuye su componente longitudinal. Por tanto, la velocidad de vuelo y la fuerza total que dobla la trayectoria disminuyen. Como resultado, el radio de giro del avión en el plano vertical disminuye y la velocidad angular aumenta. Cuando el ángulo de cabeceo aumenta tanto que la suma de la fuerza de sustentación y la proyección de la fuerza de empuje en el eje de sustentación se vuelve mayor que la proyección de la fuerza de gravedad en el eje de sustentación, la trayectoria de la aeronave comenzará a curvarse hacia arriba. En el punto superior del “Chakra”, cuando el avión está en la posición “cabeza abajo”, la trayectoria es doblada por tres fuerzas: sustentación, gravedad y el componente vertical del empuje del motor. Después de realizar el “Chakra”, el avión vuelve a su posición normal de “cabeza arriba”.

Si el Su-27 del Pugachev Cobra alcanza un ángulo de ataque de 120° y vuelve a su posición original, entonces el Su-37, al realizar el Frolov Chakra, cambia el ángulo de ataque a 360." "Cobra" y " "Chakra" no son las únicas figuras realizadas por Sukhoi. En el arsenal de aviones de esta familia (desde el Su-27 hasta el Su-37) también se encuentra la "Bell", el "Double Chakra", un giro forzado del "Cobra". Todo esto es la base elemental sobre la que se construye el nuevo avión Sukhov, tecnología de combate aéreo cercano y maniobrable.

A principios de la década de 1980, en respuesta al desarrollo de nuevos misiles tierra-aire y aire-aire, surgió la idea de crear un avión "furtivo" que sería difícil de detectar por las estaciones de radar terrestres y aéreas.

En los Estados Unidos se llevó a cabo un trabajo especialmente exitoso en esta dirección, que culminó con la creación del avión F-117A en el marco del programa STEALTH. En las operaciones contra Irak “Tormenta del Desierto” (1991) y “Zorro del Desierto” (1998), Estados Unidos no perdió ni un solo avión de este tipo. Pero durante la agresión de la OTAN contra Yugoslavia, los aviones furtivos sufrieron pérdidas tanto de los sistemas de defensa aérea como de los aviones de combate en combate aéreo cuerpo a cuerpo. La forma angular del avión F-l 17A lo hace pasar desapercibido para el radar, pero degrada tanto sus características de maniobrabilidad que en el combate aéreo maniobrable pierde incluso frente a los aviones de tercera generación.

El siguiente paso en el desarrollo de los aviones de combate fue la creación de aviones de quinta generación, sigilosos y maniobrables. En los Estados Unidos, un avión de este tipo es el Lockheed Martin F-22A Raptor (Boneyard Eagle), que realizó su primer vuelo el 7 de agosto de 1997. El inicio de las pruebas de vuelo de este avión fue precedido por un largo ciclo de trabajo en el avión experimental YF-22, creado como parte del programa ATF, que comenzó en 1981. Los creadores de los aviones de quinta generación en Estados Unidos llegaron a la conclusión de que el ala más racional para un caza táctico es el ala en flecha hacia adelante (KSW). Pero un ala en flecha tiene un inconveniente importante: en ángulos de ataque relativamente pequeños, la pérdida de flujo se produce en los extremos del ala en flecha (efecto de punta de ala en flecha). Un aumento adicional en el ángulo de ataque al crear una sobrecarga (durante las maniobras) conduce a la propagación de la pérdida por toda el ala.



Se suponía que el Mig-29M, como el Su-37, recibiría motores con U VT.




En este sentido, en aviones con alas en flecha en ángulos de ataque inferiores a los críticos, existe el peligro de entrar en pérdida. El ala en flecha hacia adelante (KSW) no tiene este inconveniente debido a la falta de efecto de punta. Cabe señalar que, en comparación con un avión con ala en flecha hacia adelante, un avión con CBS tiene una calidad aerodinámica significativamente mayor durante las maniobras, una mejor capacidad de control, especialmente a bajas velocidades, y una baja velocidad de pérdida. El KOS proporciona una superficie reflectante efectiva más pequeña que el KPS durante la irradiación por radar de la aeronave en el hemisferio delantero.

Teniendo en cuenta estas circunstancias, en el OKB. P.O. Sukhoi tomó el camino de crear un caza furtivo y súper maniobrable con un ala inclinada hacia adelante. La idea de crear un avión con CBS surgió hace mucho tiempo, pero no se pudo realizar debido a la dificultad de garantizar la resistencia de dicha ala. Durante las maniobras, la EDAR está sometida a fuertes cargas de torsión. Los intentos de aumentar la rigidez de la estructura metálica tradicional condujeron a un aumento inaceptable del peso del ala. Recién en la década de 1980, cuando aparecieron los plásticos reforzados con fibra de carbono, se desarrolló un método de orientación selectiva de los ejes de rigidez, compensando el aumento de los ángulos de ataque durante la rotación del ala mediante la rotación de sus secciones.

El primer avión súper maniobrable del mundo con KOS S-37 "Berkut" fue creado en la Oficina de Diseño que lleva su nombre. P.O. Casi desde el comienzo del trabajo de diseño, el diseñador jefe Mikhail Pogosyan dirigió el trabajo. Logró poner el avión en condiciones de volar, pero en marzo de 1998, en relación con su nombramiento para el puesto de director del complejo industrial de aviación de Sukhoi, Pogosyan entregó las "riendas del poder" a su adjunto Sergei Korotkov.

El avión S-37 está diseñado según el diseño de "triplano integral inestable" con un ala en flecha hacia adelante montada en el centro. Su ángulo de barrido a lo largo del borde de ataque es igual a -20 grados en la parte en voladizo y barrido hacia adelante en la parte de raíz. El ala tiene una relación de aspecto de aproximadamente 4,5 y está hecha de casi un 90% de materiales compuestos. El control de cabeceo se lleva a cabo mediante una cola horizontal delantera (PGO) totalmente móvil y una cola principal totalmente móvil de un área relativamente pequeña.

Se sabe que más del 70% de los pilotos no toleran sobrecargas prolongadas de más de cuatro unidades, incluso con un traje antisobrecarga (AGS). El diseñador general de NPO Zvezda, Guy Severin, propuso un nuevo concepto de asiento eyectable adaptativo, que proporciona al piloto la capacidad de realizar combates aéreos maniobrables con sobrecargas significativamente mayores que en los cazas anteriores. Esto permitió aprovechar al máximo las ventajas de maniobra del avión con CBS. Por lo tanto, si la maniobrabilidad de una aeronave está limitada por las capacidades físicas del piloto, entonces un asiento eyectable adaptativo le permite superar la maniobrabilidad de una aeronave que no está equipada con dichos asientos. Esta es otra confirmación de que la supermaniobrabilidad no es sólo un vuelo controlado en ángulos de ataque supercríticos, sino también maniobras con sobrecargas superiores al máximo.

El 25 de septiembre de 1997, el avión S-37 Berkut, pilotado por el piloto de pruebas Igor Votintsev, realizó su primer vuelo y en agosto de 1999. fue presentado en el salón aeroespacial internacional MAKS-99 en Zhukovsky. Actualmente, el avión S-37 se encuentra en pruebas de fábrica y es demasiado pronto para hablar de sus capacidades en modo de súper maniobrabilidad.

Las maniobras acrobáticas realizadas en aviones súper maniobrables en un plano vertical que alcanzan ángulos de ataque supercríticos aún no pueden recomendarse para su uso en combate aéreo. Pueden utilizarse como componentes de maniobras de combate realizadas con frenadas intensas en ángulos de ataque supercríticos. En este caso, el avión alcanza velocidades de aproximación "ciegas", en las que los radares aéreos y terrestres lo pierden de vista.

Cabe señalar que una de las desventajas de este tipo de maniobras es la pérdida de energía mecánica, lo que limita la posibilidad de realizar maniobras intensivas durante algún tiempo. Para reducir este tiempo se pueden utilizar las siguientes maniobras: “golpe, Cobra” y “Medio golpe, Cobra”. Desde la Segunda Guerra Mundial, la experiencia del combate aéreo muestra que el uso más extendido en el combate aéreo maniobrable son las maniobras en planos horizontales e inclinados o las maniobras a lo largo de trayectorias espaciales.





Su-30MKI



Para aumentar la "agilidad" de una aeronave con OVT durante tales maniobras, es necesario desviar el vector de empuje no solo en el plano de simetría de la aeronave, sino también en el plano perpendicular a ella. Esto se puede demostrar de forma especialmente clara con el ejemplo de un giro. Para realizar un giro (giro), es necesario mantener una relación estricta entre el ángulo de balanceo y la sobrecarga. En aviones maniobrables convencionales, la velocidad angular máxima en el plano horizontal se logra con la sobrecarga normal disponible. Para aumentar esta velocidad angular, puede aumentar la fuerza g normal, reducir la velocidad de vuelo o hacer ambas cosas al mismo tiempo.

Es posible aumentar la sobrecarga normal a valores más manejables aumentando el ángulo de ataque hasta el punto crítico. No tiene sentido aumentar el ángulo de ataque más allá del ángulo crítico, ya que en ángulos de ataque supercríticos el coeficiente de sustentación (y, en consecuencia, la sustentación) disminuye y ya no es posible crear una sobrecarga debido a fuerzas aerodinámicas mayores que esa. correspondiente al ángulo crítico de ataque. Puede tomar una ruta diferente: aumentar la sobrecarga normal aumentando la proyección de la fuerza de empuje del motor sobre el eje de elevación. En este caso, es posible no aumentar el ángulo de ataque más de lo permitido, lo que evita el peligro de pérdida del avión.

Es posible aumentar de manera más significativa la velocidad de giro del avión en el plano horizontal (aumentar la "agilidad" del avión) desviando el empuje del motor en un plano perpendicular al plano de simetría del avión. Entonces, la proyección de la fuerza de empuje sobre el eje longitudinal del avión aumentará la fuerza que dobla la trayectoria en el plano horizontal. De esta forma, se puede aumentar la velocidad de giro del avión en el plano horizontal sin aumentar la sobrecarga normal.

La agilidad del avión también se puede aumentar reduciendo su velocidad de vuelo. Pero a medida que disminuye la velocidad de vuelo, disminuyen tanto la carga de empuje normal disponible como la máxima. Para aumentar la sobrecarga normal cuando la velocidad de vuelo disminuye, es necesario desviar el vector de empuje de los motores en el plano de simetría de la aeronave hacia la dirección positiva del eje de sustentación. Al desviar el vector de empuje también en el plano de simetría hacia la consola del ala bajada, es posible aumentar la “agilidad” del avión debido a tres factores: una disminución de la velocidad, un aumento de la sobrecarga normal y un aumento de la fuerza. que curva la trayectoria del avión en el plano horizontal.

Cambiando adecuadamente los ángulos de desviación del vector de empuje en dos planos mutuamente perpendiculares, es posible aumentar la maniobrabilidad ("agilidad") de la aeronave en cualquier plano inclinado. La desviación del vector de empuje en dos planos mutuamente perpendiculares se implementa en los cazas multifuncionales Su-30MK (MKI, MKK). El piloto de pruebas V.Yu.Averyanov realizó una serie de nuevas maniobras acrobáticas en este avión. en el salón aeronáutico MAKS-99, indica que la “supermaniobrabilidad” ya se ha convertido en una nueva dirección en el desarrollo de aviones maniobrables.

La creación de un motor con el AL-41 OVT y su adopción como motor base para los aviones Su sin duda aumentará la maniobrabilidad de estos aviones de cualquier modificación. Naturalmente, surge la pregunta: ¿por qué realizar maniobras complejas y peligrosas alcanzando ángulos de ataque supercríticos, si al desviar el vector de empuje se puede aumentar significativamente la maniobrabilidad de la aeronave sin amenazar la seguridad del vuelo?

Las maniobras que permiten alcanzar ángulos de ataque supercríticos amplían significativamente las capacidades de combate de los combatientes, y los ángulos de ataque supercríticos son "armas aerodinámicas", cuyas cuestiones de uso en combate aún no se han estudiado.



Coronel retirado Ilya KACHOROVSKY, piloto militar de primera clase.