Есть ли будущее у самолета вертикального взлета и посадки

Самолеты вертикального взлета и посадки остаются одним из наиболее перспективных направлений развития авиации военного и гражданского назначения. Конечно, проблемный в наше время вертикальный взлет чрезмерно затратен, сложен в реализации, сопряжен с риском и неопределен с позиции рационального. Однако в грядущем именно вертикальный взлет, по нашему мнению, составит кратчайший траекторный минимум по энергозатратам, времени и задаче полета.

При этом, как нам представляется, для более эффективной практической реализации вертикальной темы необходим универсум класса Александра Федоровича Можайского, сумевшего создать опережающую свою эпоху совокупность «самолет – двигатель – движитель» и совершить первый в мире полет. Либо унитар, способный вложить в решение всю жизнь, чем подобен унитарному выстрелу пушки. Таким был Реджинальд Митчелл – создатель знаменитого истребителя «Спитфайр».

В этой связи представляется интересным рассмотреть так и не пошедший в серию проект отечественного самолета вертикального взлета и посадки Як-141, который был создан в ОКБ Яковлева, ранее сдавшем флоту другой самолет аналогичного класса.

И вновь о роли личности

Говорят, что высокотехнологическое изделие всегда носит отпечаток личности своего автора-конструктора. Авиаконструктор Александр Сергеевич Яковлев, несомненно, был незаурядной личностью. И смелой: своим убеждениям не изменял, несмотря ни на что. Есть даже версия, что Никита Сергеевич Хрущев тему вертикалок поручил Яковлеву и его КБ именно в наказание за строптивость.

Возможно, что реданная компоновка демонстратора Як-36 как раз и соответствовала такому грубому нажиму. Ведь если бы Яковлев потребовал реализовать соответствующую программу совершенствования двигателей и применил бы бионические принципы и иные технологии снижения веса конструкции до 15–20%, то не пришлось бы скукоживать крыло (а ведь имелся уже опыт возврата «Харриера» к нормальному крылу).

При этом даже реданно-эшелонная компоновка из трех двигателей позволяла получить уже во второй половине 70-х – начале 80-х годов фронтовой и палубный истребитель класса СВВП-СКВВП (соответственно, самолет вертикального взлета и посадки и самолет короткого взлета и вертикальной посадки) промежуточного между МиГ-29 и Су-27 класса со скоростью в 2–2,2 Маха и радаром «Жук» от МиГ-29 в укрупненной версии. Такой самолет был бы прост в управлении и конструктивно, мощнее в вооружении, имел бы большую дальность полета и отличался бы возможностью управления вектором тяги во всем летном диапазоне для маневрирования в ближнем бою. В пространстве между поперечной связкой двигателей заднего расположения вполне возможно было размещение компактного бомбоотсека или дополнительного топливного бака. Такой самолет мог быть унифицирован с МиГ-29 по двигателям, оборудованию и авионике, что означало снижение расходов на закупку, ремонт и обслуживание. Однако в ОКБ Яковлева пошли другим путем…

Мы не одобряем концепцию вертикального подъема на прямой реактивной тяге – это расходно по моторесурсу и запасу топлива. Есть альтернативы гораздо меньшей стоимости и большей эффективности. Так, в ОКБ Яковлева на самолете Як-141 для баланса разнесенных подъемных сил применили вертикальную тягу одноконтурного турбореактивного двигателя РД-41. Американцы же предпочли механическую трансмиссию силы к преобразователю мощности в тягу – вентилятору. Однако возможно третье решение: транспортировка воздуха к месту приложения балансирующей тяги. Конечно, для сокращения пропульсивных потерь воздушный поток надо уплотнить и энергизировать, скажем, электрическими полями по технологиям Николы Теслы, что пока не дано. Остается энергизация подогревом схожим с мотокомпрессорным циклом (схема М.Ю. Куприкова).

Несомненно, Як-38 и Як-141 – отнюдь не лучшее дополнение фронтовой и палубной авиации. Однако Як-141, хотя и с огромным опозданием, состоялся отчасти благодаря Андрею Синицыну (шеф-пилот фирмы) и мог бы послужить для дальнейшего развития вертикальной темы, которую так грубо оборвали.

А если бы…

Рассмотрим задачу короткого взлета и вертикальной либо короткой посадки в контексте вариации компоновки, либо развития двигателей, либо симбиоза этого на примере Як-141. Для расширения задачи и лучшего понимания допустим разработку вертикальной темы сразу в двухтипажном парке тяжелого и легкого истребителей по аналогии с отечественными Су-27/МиГ-29 и американскими F-15/F-16. В разбираемом случае – это условный Як-343 и известный Як-141.

При этом проектным условием будет унификация по двигателям – подъемным двигателям (ПД) РД-41 и подъемно-маршевым двигателям (ПМД) Р-79. Также предположим то, что над тяжелым Яком работали бы совместно ОКБ Яковлева и ОКБ Сухого (забавно, как бы это повлияло на буквенную литеру самолета?).

Итак, совместными усилиями удалось бы удержать сухой, пустой вес в пределах 1,6–1,75 прироста. Отказ от вертикального взлета и посадки в пользу полувертикального под углом 40–45 градусов на основе забортного морского старта и посадки на выдвижную газопроницаемую площадку. В наземном варианте – это котлован глубиной 5–6 метров с защищенными бетоном стенами и дном, оснащенный 2–4 газоотводными каналами. Котлован накрывается силовой клеткой из сваренных рельсов (для минимума отражений газовых струй), силовая клетка накрывается сеткой из гладкой арматуры диаметром 25–30 мм и шириной ячейки 10–12 см. При этом силовая клетка опирается на края котлована и сваи дна. Впрочем, эту сложность можно обойти, используя резко контрастный рельеф местности и корабельный рольганговый принцип наката на старт, при этом можно получить (неким удорожанием) еще и скрытность базирования, но, увы, за счет оседлости (привязки к базе).

Вернемся к тяжелому Яку. Двухмоторная схема компоновки подъемно-маршевых двигателей Р-79 значительно изменяет компоновку: визуально, аэродинамически. Также следует замещение кривоногого, а потому тяжелого шасси на прямые, стройные и длинноходные стойки с опорой на небольшие боковые приливы фюзеляжа. Эти стойки по определению не пробьют топливный отсек даже при аварийной посадке. При этом колея будет достаточной для рулежки при огромной тяговооруженности, а главное – удвоение вертикальной тяги значительно позади центра масс. Это невозможно парировать удвоением суммарной тяги подъемных двигателей РД-41, для этого потребны четыре РД-41, что невозможно компоновочно, аэродинамически и множественно нерационально.

Значит, нужны иные решения. Прежде всего необходимо синхронно сдвинуть векторы вертикальной тяги подъемных и подъемно-маршевых двигателей ближе к центру масс. Резервы к этому есть. Рассмотрим некоторые.

Предлагаемые варианты

Рост размеренности абсолютной и относительной позволит сдвинуть вперед подъемно-маршевые двигатели на 10–15% ближе к центру масс. Некое уширение фюзеляжа позволит изменить линейно-последовательную компоновку на диагональную или поперечную, что сдвигает вектор подъемной тяги подъемных двигателей ближе к центру масс для сохранения баланса.

Еще большую возможность подвижки вертикальной тяги ПМД придаст усовершенствование газогенератора двигателя за счет повышения напора вентилятора и ступеней компрессора, применения завершающего центробежного каскада сжатия высокого давления. Это «потянет» синхронные сдвижения ПД к центру масс для баланса.

Вариации компоновки подъемных двигателей могут быть следующими.

В первую очередь речь идет об отказе от верхнего забора атмосферного, по сути, воздуха и замещение его наддувом подъемных двигателей отбором от переразмеренного вентилятора ПМД и подачей по эластичному воздуховоду непосредственно в ПД. При этом сложенный нормально воздуховод-рукав расправляется и поднимает рычажно-шарнирно скрепленную верхнюю панель фюзеляжа (дабы не тратить драгоценный объем самолета). Рукав из устойчивого к давлению, температуре и циклическим складываниям материала часто армирован встречно-диагональной кевларо-лавсановой намоткой (корд). Рукав – расходного типа, заменяемый по истечении циклической и временной гарантии.

Отбор от вентилятора ПМД осуществляется круговой улиткой, через окна перепуска закрываемой лентой с поворотным устройством, например гидроцилиндром, за поводок. Улитка содержит воронку – питатель ПД, на которую крепится воздуховод с металлопластиковым наконечником – секторноповоротным замком (как у пожарного шланга) дублирован эксцентрико-притяжными замками (как у старых чемоданов). Все замки снабжаются проволочной контровкой, снабженной информационной биркой и пломбой именного пломбира контролера ОТК. Воздуховод в месте соединения с ПД содержит аналогичный набор замков, но значительно, визуально-отличный, больший диаметр крепления к несимметричной и кривоколенной воронке воздухозаборника ПД.

Разумеется, возросший от наддува расход воздуха через двигатель пропорционально увеличивает тягу в потенциале до 20–30% при добавочном же расходе топлива. Подъемный двигатель – высокоэффективная машина с недостижимым для маршевого параметром удельной тяги (показатель отношения веса двигателя к развиваемой тяге). Для ПД конца 1960-х годов он составлял от 1:16 до 1:18, для конца 1980-х – достигал 1:30, а для 1990-х – 2000-х годов он прогнозировался на уровне 1:40 и более. Для сравнения, маршевые двигатели истребителей 4-го поколения едва достигали 1:8+ на форсаже и это был технологический прорыв, иначе называемый скачок качества, достигнутый опережающими исследованиями по программе ATEGG (газогенератор перспективного ГТД) и LWGG (газогенератор малого веса).

Итак, подъемный РД-41 – тяга 4,2 тонны, с наддувом – уже 5,5–6 тонн. Однако не все так просто. Положим, исходное повышение давления в компрессоре составляет 5 единиц. При наддуве в 1,5–2 единицы будет обеспечено 7,5–10 степеней сжатия. Парировать возросшую нагрузку можно впрыском водно-спиртовой смеси летней и зимней консистенции соответственно. Если этой меры будет недостаточно, надо будет уменьшить давление наддува, либо пойти по аналогии гоночно-спортивных поршневых моторов с турбонаддувом, снижением степени сжатия в моторе.

Камера сгорания – это тоже критичная зона. Однако проектный расчет должен учитывать помпажные забросы, поэтому надеемся на запас устойчивости. А вот турбинный комплекс – это по-настоящему проблемная зона. Возросший напор даже при константе температуры и некотором понижении температуры на 50–70 градусов Цельсия может превысить расходные и другие возможности турбины чрезмерной раскруткой, либо отрыва.

Русская смекалка предполагает четыре варианта преодоления проблемы.

Вариант первый, варварский: линейно-лобовой метод предполагает помпажный перепуск (сброс) части сжатого воздуха из средней и конечной части компрессора в поток, транспортируемый овальным воздуховодом за турбинную область. При недостаточности этой меры можно разгрузить турбину-ротор прореживанием направляющих лопаток-статор. Если и этой меры недостаточно – сократить компрессор на 1–2 ступени высокого давления или впрыскивать часть захоложенного топлива многоточечно в область компрессора высокого давления и возможно среднего для поглощения температуры сжатого воздуха – снятие части термодинамической нагрузки компрессора.

Вариант второй – управление термогазодинамикой впрыском водноспиртового раствора в воздухозаборник и систему охлаждения турбины.

Третий вариант – гадательно-предположительный из-за отсутствия чертежей двигателя РД-41 и его параметров – относится к экстренно-авральному при грубой вертикальной посадке с превышением скорости снижения. Может быть, затурбинная часть совокупно с шаровой насадкой управления вектором тяги РД-41 позволит дополнительное сжигание керосина в присутствии впрыска окислителя получить дополнительную тягу для торможения. В двигателе Р-79 это решается проще, а балансировку можно осуществить кратковременным включением ЖРД в носовой части по ракетному циклу. Реализация идеи наддува ПД позволит управлять суммарной подъемной силой в полете. Например, для выхода из-под удара, уклонения, ускоренного разворота, то есть выживаемости в боевых условиях. Так и для ближнего боя, в том числе с наземным противником с использованием контрастного рельефа местности по-вертолетному.

Наконец, последний, четвертый вариант. Он определяет целесообразность создания специального наддувного двигателя. Наддув ПД влечет сокращение габаритов и веса. Так, длина (высота) сокращается на 40-50%, а вес – на 30–40%, что придает возможность дополнения ПД форсажной камерой. Отсюда ожидаемый рост удельной тяги 1:40-1:45 уже на первом этапе, в последующем 1:50-1:60 и более. Похоже «игра стоит свеч».

Развитие идеи

Размещение подъемных двигателей внутри фюзеляжа «съедает» изрядный объем топливного отсека, из которого собственно на ПД приходится 50–60% в лучшем случае. Возможный выход – вывалить ПД на поворотных кронштейнах наружу. Если на оконечности силового кронштейна смонтировать ось и механизм поворота ПД с целью управления вектором тяги для взлета, разгона и торможения, получим изрядный прирост качества самолета с коротким или вертикальным взлетом и посадкой. Быстрое удаление от места базирования – это фактор скрытности и неуязвимости. Тоже относится и к посадке, процесс которой значительно сокращается.

Возможные углы наклона ПД при посадке – 15–25 градусов соплом вперед, ноль градусов – режим вертикального взлета (посадки) и, возможно, до 45–55 градусов при разгоне плюс 10–12 градусов управления вектором тяги за счет поворотной шаровой насадки сопла. Возможно и газодинамическое управление вектором тяги вдувом.

Более того, вывал ПД наружу предоставляет возможность занять освободившийся объем топливом. Для чего необходимы так называемые полужесткие баки изменяемого объема и геометрии с кинематически запрограммированным сложением. Разумеется, это баки первоначальной выработки и возможно заменяемые по причине частых перегибов эластичных, из армированного силикона, мягких мешков-цистерн. Однако реализации препятствуют вытянутые вперед воздухозаборники. Так, при создании первенца 4-го поколения F-15 вызванный с пенсии наш соотечественник Александр Михайлович Картвели не заморачиваясь вынес вперед из зоны влияния крыла и наплыва совковый (он же ковшовый) воздухозаборник. Это «чистый» аэродинамически по определению и простой конструктивно, устойчивый к помпажу благодаря длинному воздуховоду, воздухозабор, расположенный еще и в зоне малой толщины ненужного пограничного слоя.

При создании Яка эти резоны совпали с максимально возможным выносом вперед воздухозабора из зоны влияния воздушно-газового «мусора» ПД и ПМД, который опасно взаимодействует с крылом вблизи экрана (палуба, бетонка). Это не только «клеит» СВВП к экрану, но и опасно усугубляет боковой и продольный крен. При такой схеме воздухозабора вывал ПД невозможен конструктивно, нежелателен по соображению «затенения» заборника ПМД и чреват «забиванием» выхлопом ПД.

Выход прост до гениальности и реализован в двойном функционале врожденного грунтовика МиГ-29 (до последующих модификаций типа СМТ). При взлете лобовой воздухозаборник закрыт перфорационной панелью. Воздухозабор происходит с верхней части крыла. В полете перфопанель – преобразуемый многокачественный клин внешнего сжатия. Эффективность интегрального подкрыльного воздухозабора выше, так как крыло активно участвует в питании двигателя более плотным потоком, значит площадь, вес и габарит воздухозаборника можно значительно уменьшить.

Следующий фактор – «фокус», то есть смещение суммарного центра давления назад за центр масс на сверхзвуке, причем в прогрессии от значения числа М. Это вынуждает применять стабилизаторы (горизонтальное управляющее оперение) для парирования пикирующего момента, созданием отрицательной подъемной силы на хвостовой части самолета (МиГ-21 вследствие этого недобирал 160–200 км/ч максимальной скорости). Так вот. Интегральный подкрыльный воздухозаборник (многоскачковый совок) создает зону повышенного давления на сверхзвуке под передней частью крыла и наплыва, чем значительно парирует «фокус». Значит, можно не тратиться на балансировку. Парировать «фокус» можно перекачкой топлива в хвостовые емкости-баки, что применялось на длительном крейсерском режиме на «Конкорде», Ту-144, SR-71 и других самолетах.

Забытое нынче за ненадобностью «Правило площадей», возможно, найдет применение в гидродинамике с коэффициентом поправки на плотность 800, а в измененном виде в гиперзвуковой динамике и подтверждает интегральные воздухозаборники. Заимствованный у живой природы частный случай «Золотого сечения» (вспомним пропорцию 90-60-90), эффект сужения, приталивания фюзеляжа в области крыла, двигателей на пилонах и воздухозаборников, парировал дефицит тяги тогдашних самолетов. Смотрите схемы и виды самолетов F-105, Ту-128 и других. Эффект «Золотого сечения», как нижняя часть корпуса гиперзвукового летательного аппарата, дает возможность использовать двигатель внешнего гиперзвукового сгорания для полетов на скорости порядка 15–20 Махов. При этом внешний поток составляет так называемый жидкий контур или неявную оболочку двигателя.

Не учет интегрального фактора адептами «стелс»-технологий переносом воздухозаборника наверх фюзеляжа или крыла влечет аэродинамическое затенение при маневре, снижении коэффициента восстановления давления, минусование эффективной компоненты подъемной силы, когда она нужна особенно и на крейсерском режиме, что равносильно вычитанию части площади крыла. Много других резонов, совокупность которых и здравый смысл блокируют навязываемой западной инженерной дезой перенос наверх воздухозабора. Даже для СВВП типа Яка при всей привлекательности перенос нецелесообразен еще и тем, что воздуховод «сжирает» изрядный клин топливного отсека.

Наконец последний аргумент: значительный при определенных ракурсах фактор радиолокационный засветки плоско-панельных заборников легко блокируется управляемым широкодиапазонным поглощением. Тем более что на Су-57 панели ромбовидно смещены, что позволяет отразить эхо-сигнал вовнутрь и рассеять. Давно уже пора наши самолеты научить поглощать радиоволны без отражения, например для подогрева чая в термосе, либо другого слаботочного назначения.

В последующем тяжелый Як оснащался бы радаром от Су-27. При горизонтальном (нормальном) взлете мог бы нести ту же номенклатуру вооружений и, возможно, большего веса.

Запрет на улучшение

Далее мы перейдем от гипотетический идей и предположений к конкретным, взяв за основу материал «Як-141 (Freestyle). Гонки по вертикали», размещенный на портале «Военное обозрение» 6 июля 2013 года, а также ряд других публикаций о данном самолете, в которых содержатся подробная информация по Як-141 и различные чертежи этой машины.

После внимательного изучения доступных материалов, можно сделать вывод, что, к большому сожалению, схема Як-141 содержит запрет на улучшение. Что это? Изначальная проектная ошибка, на реализацию которой был затрачен огромный инженерный потенциал, расчет на сложные изощренные решения в противоположность простым и т.п. Пусть судят другие. Мы попытаемся улучшить то, что есть без существенных перемен.

Указанные в материале максимальные скорости полета – 1250 км/ч у земли и 1800 км/ч на высоте 11 км – можно увеличить за счет сокращения балансировочных потерь (по примеру самолета ХB-70 «Валькирия»).

Полагаем, что отклонение консольных поворотных частей крыла вниз на углы относительно горизонтали 45, 60 и 90 градусов значительно сократят смещенную назад подъемную силу и соответственно парирующий момент на горизонтальном оперении, что сократит общее сопротивление. Для этого же необходимо продлить наплывы на 1,5 метра вперед, что также сократит потери на балансировку, в том числе и за счет уменьшения угла тангажа относительно траектории полета. Дополнением динамической балансировки могли бы стать маленькие крылышки фиксированного угла атаки, либо переработка верхней панели (губы) воздухозаборника поворотом вверх на 2,5–3 градуса и наращиванием площади этих панелей-дефлекторов, выходящих за габарит воздухозаборника. При этом возможно потребуется перепрограммировать систему управления воздухозаборника, в том числе алгоритм управления нижней губой воздухозаборника в соответствии с изменившейся системой скачков. Впрочем, наличие противопомпажных устройств не скажется значительно на расходных параметрах заборника и двигателя.

Балансировочные дефлекторы выдвижного типа применяются на F-14. Рассмотрение схемы самолета с позиции сил и моментов, в том числе управляющих, предполагает сокращение сопротивления примерно на 10-15%. Есть и другие идеи, для которых нужны более полные чертежи, схемы и описания, в том числе струйное управление.

Идем далее. Бреющий полет в режиме следования рельефу местности в области высокой турбулентности требует увеличения удельной нагрузки на крыле. Это снижает чувствительность к вертикальным потокам в атмосфере восходящим и нисходящим. Для этих целей поворот консолей вниз догружает крыло и сокращает балансировочные потери сокращением ненужной подъемной силы задних частей крыла на 0,7 при 45 градусах, вдвое – при 60 градусах, и полностью – при 90 градусах.

Еще одно назначение отклоняемых консолей – поглощение энергии смятием при грубой и аварийной посадке, как это было 5 октября 1991 года при посадке второго летного образца (бортовой № 77) на палубу тяжелого авианесущего крейсера «Баку» («Адмирал Флота Советского Союза Горшков»). Замена жертвенных расходных частей крыла, да и всего крыла намного дешевле замены самолета.

В заключение отметим, что вертикальная тема в России, на наш взгляд, обязательно возродится. Вопрос в том, кто будет реализовывать эту идею на новом этапе. Лозунг «Кадры решают все» сегодня не менее актуален. И здесь, предположим, важную роль вновь сыграет личность конструктора. Но это должна быть личность в полном понимании этого слова. Причем, если чувственная компонента системы самолет-летчик-полет необходима испытателю, то проектанту – создателю самолета – она необходима вдвойне. Если генеральный, подходя к самолету и чертежу, содержащим проектный дефект, не чувствует тревоги в солнечном сплетении, значит он – это не Он. Отсюда пожелания грядущему коллективу создателей будущего российского самолета вертикального взлета и посадки оптимизма и воли, устойчивости к давлению авторитетов, готовности к обновлению крови в проектном значении и, конечно, удачи!

http://agitpro.su/est-li-budus...