Возраст: 16 лет

Место учебы: Ученик 11 класса "а" МБОУ СОШ №34 С УИОП

Город: г. Старый Оскол, Белгородская область.

Историко-исследовательская работа "Чем отличаются истребители пяти поколений?" .

План:

1. Введение в данную тему.
2. 1 поколение истребителей.
3. 2 поколение истребителей.
4. 3 поколение истребителей.
5. 4 поколение истребителей.
6. 5 поколение истребителей.
7. Подведение итогов.

Введение

Миг 17 (первое поколение истребителей).

Миг 21 (второе поколение истребителей).

Миг 23 (третье поколение истребителей).

Су 27 (четвертое поколение истребителей).

ПАК ФА (пятое поколение истребителей).

Цель работы: В ходе работы изучить историю истребителей пяти поколений, основные характеристики, присущие к каждому поколению, разницу между истребителями пяти поколений и участие их в локальных конфликтах.

То, что принято называть «поколениями» боевой техники отражает переломные изменения во взглядах военных теорий применения и эффективности использования систем вооружений, связанные с научно-техническим развитием, возникновением и развитием новых технологий, появлением принципиально новых возможностей. Не следует путать поколения с типами истребителей.

К 1-му поколению, как правило, относят реактивные самолеты c дозвуковой скоростью, появившиеся после Второй мировой и имевшие в основном пушечное вооружение. Самые запомнившиеся модели отечественных самолетов - МиГ-15 и МиГ-17.
Реактивные истребители первого поколения принципиально не отличались от истребителей до-реактивной эпохи. Единственным отличием стало применение реактивного двигателя вместо поршневого.

Первыми реактивными истребителями, выпускавшимися серийно, стали немецкие Мессершмитт-262, Мессершмитт-163 и английский Глостер Метеор, все три приняты на вооружение примерно в одно время — в 1944 году. Наращивание мощности реактивных двигателей и, как следствие, скорости и высотности истребителей, привело к появлению сверхзвуковых истребителей. К этому же времени относится и появление достаточно компактных радаров, радарных прицелов, а также управляемых ракет класса «воздух-воздух» , что создало предпосылки для изменения тактических приёмов воздушного боя.

2-е поколение - сверхзвуковые истребители с ракетным вооружением: самолеты МиГ-19, МиГ-21. Концепция истребителей второго поколения — увеличение скорости и дистанции боевого соприкосновения вплоть до полного отказа от ближнего маневренного воздушного боя. Так, на многих реактивных истребителях второго поколения изначально не предусматривалось пушечное вооружение. Считалось, что при наличии ракет класса «воздух-воздух» нет необходимости сближаться с противником на дистанцию пушечного огня. Опыт воздушных боев в небе над Вьетнамом и на Ближнем Востоке показал, что полного отказа от маневренного воздушного боя не произошло, что привело к возвращению пушечного вооружения. Сохранение ближнего маневренного боя заставило конструкторов задуматься о расширении спектра боевых скоростей истребителей, что привело к созданию самолётов с изменяемой стреловидностью крыла, позволяющей самолётам эффективно маневрировать и вести бой от малых скоростей до скоростей, превышающих 2 . Первым боевым самолётом с таким крылом стал американский тяжёлый истребитель-бомбардировщик F-111.

3-е поколение - самолеты, имевшие более мощные двигатели, усовершенствованные радары, зачастую - изменяемую геометрию крыла. В СССР это истребители МиГ-23 и МиГ-27, а в США - F-4 "Фантом".
Вместе с появлением самолётов с изменяемой стреловидностью крыла появились радары повышенной мощности и ракеты большей дальности. Эти самолёты стали считать третьим поколением истребителей, которое возникло во второй половине 60-х — первой половине 70-х годов XX века. Одновременно с появлением самолётов с изменяемой геометрией крыла, в США и СССР начались работы по созданию концепции истребителей четвёртого поколения. Военные теоретики вместе с конструкторами разработали программу, собравшую опыт воздушных боев и, как результат, создали облик для будущего истребителя. Появление мощных бортовых компьютеров и развитие компьютерного моделирования позволило резко повысить динамические и маневренные характеристики истребителей.

4-ое поколение - машины, имеющие новое бортовое оборудование, мощные радары, широкий набор вооружения - от 30-мм пушек до управляемых ракет и корректируемых авиабомб. В СССР это истребители МиГ-29 и Су-27, на Западе -самолеты F-15, F-16, "Мираж" 2000, "Гриппен". Концепция истребителей четвёртого поколения основывалась на положении, что преимуществом в бою будут обладать истребители с более высокими динамическими и маневренными характеристиками. На этих машинах были отработаны новые манёвры воздушного боя, на истребителе Су-27 впервые был выполнен манёвр «Кобра», при котором самолёт резко задирает нос, но при этом сохраняет прежнее направление полёта. Таким образом, самолёт выходит на углы атаки больше 90° градусов, Су-27 способен выходить на углы атаки до 120°. Затем самолёт возвращается в нормальный режим полёта практически без потери высоты.

Развитие 4-го поколения шло "семимильными шагами" , на основе "старых" МиГов и Су появились истребители, вплотную приближающиеся к 5-му поколению: МиГ-29СМТ, МиГ-35, Су-35. Их отличия - сверхманевренность за счет установки двигателей с отклоняемым вектором тяги, радары с фазированными антенными решетками, многофункциональность, замена аналоговых приборов компьютерными дисплеями и другие нововведения. Проекты истребителей пятого поколения появились как в СССР, так и в США в 80-х годах XX века. Истребители пятого поколения должны иметь значительно более высокий боевой потенциал, чем истребители прошлых поколений, при их создании должны широко применяться технологии снижения заметности в различных диапазонах излучения. В основном, требования к истребителям пятого поколения у российских и американских конструкторов идентичны, основное отличие — отказ от сверхманевренности в пользу малозаметности со стороны америкацев. Современные ракеты ближнего боя и нашлемные системы целеуказания позволяют проводить атаку воздушной цели, находящейся в любой точке передней полусферы и, частично, в задней полусфере, т.е. наличие такой ракеты и соответствующих систем целеуказания позволяет отказаться от выхода на закритические режимы полёта, которые, как правило, приводят к быстрой потере скорости, что в ближнем воздушном бою чревато потерей инициативы и поражением.

МиГ-35.

Первое поколение истребителей.

1-е поколение реактивных истребителей составляют самолёты военного времени и первые послевоенные самолёты, отличающиеся от прежних поршневых зачастую лишь наличием реактивного двигателя. С появлением в 1950-е годы новых разработок в аэродинамике и легких мощных двигателей и истребители смогли преодолеть магический «звуковой барьер». К началу следующего десятилетия в Европе, США и СССР вошли в строй первые реактивные самолёты, способные развивать скорость до 2М. Наиболее известным советским истребителем первого поколения является МиГ-15, который стал знаменитым во время войны в Корее, где ему противостояли американские F-86 Sabre и британский Hunter. Первое послевоенное поколение считалось современным до середины 60-х годов, но применялось в боевых действиях еще и в начале 70-х.

Миг 15.

Для самолетов этого поколения характерны следующие признаки:

1. Отсутствие радаров.
2. Частично радар заменяется радио-прицелом.
3. Дозвуковая скорость полета, но у отдельных моделей, например F-100

Super Sabre , возможно незначительное превышение скорости звука.

1. Авиационные пушки как основное вооружение.
2. Возможно применение неуправляемых ракет, но на вспомогательных ролях.

К первому поколению относятся следующие машины:

В авиации Германии.

1. Messerschmitt Me.262 — первый в мире серийный реактивный самолёт
2. Messerschmitt Me.163
3. Heinkel He 162

В авиации СССР.

1. Як-25

В авиации США .

1. McDonnell F-3 Demon
2. McDonnell F2H Banshee
3. Lockheed F-80 Shooting Star
4. North American F-86 Sabre
5. North American F-100 Super Sabre

McDonnell F2H Banshee.

North American F-100 Super Sabre.

К середине 1960-х годов из-за появления и массового ввода в эксплуатацию сверхзвуковых истребителей первое поколение устаревает, но продолжает применяться и в первой половине 1970-х. Устарело также пушечное вооружение. Пушечное вооружение в качестве основного ограничивало дальность боев несколькими сотнями метров, а развитие реактивных двигателей — снаряду зачастую не хватало скорости для поражения цели.

Второе поколение истребителей.

Истребители второго поколения поступили на вооружение в конце 1950-х. Основные признаки истребителей 2-го поколения — увеличенные скорости полёта и достигнутые благодаря применению компактных РЛС большие дистанции боевого соприкосновения, вплоть до полного отказа от ближнего маневренного воздушного боя. С появлением в 1950-е годы новых разработок в аэродинамике и легких мощных двигателей истребители смогли преодолеть магический "звуковой барьер". К началу следующего десятилетия в Европе, США и СССР вошли в строй первые реактивные самолеты, способные развивать скорость до 2М.

Наиболее известные:

Советские: МиГ-21, Су-7, Су-9, Су-11;

Американские: F-104, F-4, F-5A, F-8, F-105, F-106;

Французские: «Мираж»-III, «Мираж»-5;

Су-11.

Мираж»-III .

Максимальная скорость 2Маха, означает соответствие скорости самолета скорости звука на определенной высоте. Все самолеты вооружались управляемыми ракетами класса «воздух-воздух». На некоторых стрелково-пушечное вооружение было снято. Масса боевой нагрузки превысила 2 т. Наиболее распространенным типом крыла было треугольное. На F-8 впервые применено крыло изменяемой стреловидности. РЛС стала неотъемлемой частью бортового радиоэлектронного оборудования (БРЭО) на многоцелевых истребителях и истребителях-перехватчиках.

Четкая граница между вторым и третьим поколениями отсутствует. Смена поколений произошла скорее в ходе естественной эволюции технологий, чем из-за необходимости изменений. По этой причине классификация некоторых самолётов спорна.

Третье поколение истребителей.

Поступали на вооружение с конца 1960-х до начала 1980-х. Истребители 3-го поколения обладают РЛС повышенной мощности и управляемым ракетным вооружением повышенной дальности. При этом благодаря изменяемой геометрии крыла истребители этого поколения могут вести бой и эффективно маневрировать в широком диапазоне скоростей. Развитие науки и техники, прежде всего аналоговых вычислительных машин, привело к разработке истребителей 3-го поколения, которые существенно превосходили своих предшественников в маневренности и боевой эффективности. Более сложное БРЭО снизило нагрузку на летчика, за счет чего истребители можно было использовать и для нанесения ударов по наземным целям. Одной из приоритетных задач истребителей осталась и разведка. Звездой истребителей 3-го поколения на Западе считают McDonnell Douglas F-4 Phantom II, создававшийся для авиации ВМС США, но со временем ставший по-настоящему многофункциональной боевой машиной, способной эффективно работать по воздушным и наземным целям.

К 3-му поколению сверхзвуковых истребителей относятся:

1. Советские: МиГ-23, МиГ-25, МиГ-27, Су-15, Су-17, Су-20, Су-22;
2. Американские: F-111, F-4E, F-5E;
3. Французские: «Мираж»- F.1 и «Мираж»-50,
4. Франко-британский: «Ягуар»,
5. Шведский: JA-37,
6. Израильский: «Кфир» .

Миг 27.

По сравнению с предыдущим поколением, скорость истребителей была увеличена до 3М. На истребителях 3-го поколения устанавливалось более совершенное радиолокационное оборудование. Широкое распространение получило крыло изменяемой стреловидности. 3 поколение истребителей в истории авиастроения осталось в состоянии поиска, различных проб и ошибок. Франция разрабатывая свой Mираж F1 пошли по вполне традиционному пути, Американцы истребитель 3 поколения вообще не имели (попытки создания были и даже раньше чем МиГ-23). Самолет назывался F-111 и задумывался многофункциональным из-за этого машина получилась большой и тяжелой, с учетом появившегося чуть позже Вьетнамского опыта вовсе не истребитель, а фронтовой бомбардировщик. Но несмотря на «провал», американцы заполнили его последними модификациями Фантомов и тут же объявили конкурс на следующее 4 поколение. Причиной смены поколений стала возможность строить более энерго-вооружённые и манёвренные самолёты, которые и составили четвёртое поколение.

Четвертое поколение истребителей.

К моменту его возникновения СССР и США перешли на двухсоставную конфигурацию ВВС, что означало деление истребителей на лёгкие и тяжёлые. Разработка концепций истребителей 4-го поколения началась практически одновременно с появлением истребителей с изменяемой геометрией крыла. Эта концепция основывается на предположении, что преимуществом в бою будут обладать истребители с более высокими динамическими и маневренными характеристиками. Достижение таких характеристик стало возможным благодаря применению мощных компьютеров, компьютерного моделирования и совершенствования аэродинамики.В 1960-е годы авиация широко применялась в войнах во Вьетнаме и на Ближнем Востоке, в ходе которых выявился приоритет маневренности над скоростью - это оказало прямое влияние на идеологию истребителей 4-го поколения. Маневренность во многом определяется тяговооруженностью самолета - разработка новых двигателей в сочетании с достижениями аэродинамики позволила создать самолеты, теряющие на маневрировании минимум энергии. Первыми истребителями нового поколения в США стали F-14 Tomcat и F-15 Eagle, оба - большие, тяжелые, оснащенные мощными РЛС. Впрочем, их задачей в то время было завоевание превосходства в воздухе. Однако в полной мере преимущества высокой тяговооруженности можно было реализовать лишь на небольшом самолете. В итоге в армию США начали поступать истребители F-16. Если сравнивать F-16 с F-15 то F-16 выглядел карликом, но в воздухе это был сильнейший противник. Благодаря ЭДСУ, самолет обладал изменяемым в полете запасом статической устойчивости, что резко улучшило его маневренные качества F-16 стал отличным истребителем и ударным самолетом, а наличие подвески специализированных контейнеров сделало из него многофункциональный самолет, в плане универсальности не имевший равных в мире. А затем появился McDonnel Douglas F/A-18 Hornet. На совершенно новых принципах было выполнено приборное оборудование кабины - на основе многофункциональных индикаторов, ставших обязательными для всех современных самолетов. Основные органы управления оружием и бортовыми системами разместили на ручке управления и РУДах - теперь летчик мог пилотировать самолет, не снимая рук с главных органов управления. Миг-29 и Су-27 спроектированы по близкой аэродинамической схеме, но меньший по размерам МиГ-29 является аналогом F-16, в то время как Су-27 создавался в противовес F-15. Хотя заметим, что ни МиГ-29, ни Су-27 не являлись многофункциональными комплексами.

McDonnel Douglas F/A-18 Hornet.

В авиации России:

• Су-27
• МиГ-29
• МиГ-31

В авиации США:

• Grumman F-14 Tomcat
• McDonnell Douglas F-15 Eagle
• General Dynamics F-16 Fighting Falcon
• McDonnell Douglas F/A-18 Hornet

В авиации других стран:

• Eurofighter Typhoon
• Dassault Rafale
• Saab JAS 39 Gripen
• Dassault Mirage 2000

Су 27.

Миг 29.

Для самолетов 4-го поколения характерны следующие особенности:

• Улучшенные маневренные характеристики (неустойчивая аэродинамическая схема).
• Двухконтурные турбореактивные двигатели с пониженным расходом топлива.
• Интегральная схема. (Если обратить внимание то, самолетом с интегральной схемой является только F-16, а вот F-15 сделан по классической.)
• Применение композиционных материалов. (многокомпонентные материалы, состоящие, из матрицы, армированной наполнителями, обладающими высокой прочностью, жесткостью и т.д. Использование композитов обычно позволяет уменьшить массу конструкции при сохранении или улучшении ее механических характеристик.)

Двухконтурный турбореактивный двигатель.

Принцип работы.

Поколение 4+ и 4++.

Так принято называть самолёты 4 поколения, модернизация или дальнейшее развитие которых приближает их характеристики и эффективность к истребителям пятого поколения:

• В авиации России:
  • Су-30
  • Су-33УБ
  • Су-34
  • Су-27СМ2
  • Су-35
  • Су-35С (по мнению некоторых экспертов, по совокупности характеристик самолёт можно отнести к истребителям 5 поколения)
  • Су-37
  • МиГ-35
• В авиации США:
  • Boeing F/A-18E/F Super Hornet
  • Boeing F-15SE Silent Eagle
  • Lockheed Martin F-35 Lightning II (разработчиком классифицируется как истребитель 5-го поколения, однако не удовлетворяет большому числу требований к истребителям 5 поколения, поэтому, по мнению некоторых экспертов, явлется истребителем поколения 4+)

Для этих самолётов характерны:

• Высокая маневренность или сверхманевренность (только МиГ-29ОВТ, МиГ-35, Су-35, Су-35С и Су-37)
• Радары с щелевой, пассивной фазированной или активной фазированной антенной решёткой
• Сниженная стоимость эксплуатации
• Многофункциональность
• Стеклянная кабина
• Сниженная ЭПР благодаря использованию радиопоглощающих материалов и покрытий
• Возможность полета на сверхзвуковой скорости без использования форсажа (только Су-35С).

​Самолеты данного поколения имели отклоняемые сопла. Изменяемый вектор тяги позволяет современным истребителям делать в воздухе то, что не под силу простым истребителям.

Су-35С.

Миг-35.

Пятое поколение истребителей.

Первые проекты истребителей 5-го поколения появились в СССР и США ещё в 1980-х годах. В этих самолётах реализована концепция, предусматривающая отказ от сверхманевренности в пользу малозаметности, достигаемой благодаря применению технологий снижения заметности в различных диапазонах излучения. Разработку современного российского истребителя 5-го поколения ОКБ им. П.П. Сухого начало в конце 1990-х годов. Проект самолёта принял участие в конкурсе Министерства обороны России по программе «Перспективный авиационный комплекс фронтовой авиации». Требований, предъявляемых к 5-му поколению, немало. Самолет должен иметь крейсерскую сверхзвуковую скорость, малозаметность, мощную радарную систему, обеспечивающую всеракурсный обзор, компьютерный "мозг", управляющий полетом и ведением боевых действий.

Основные характеристики самолётов пятого поколения:

• многофункциональность, то есть высокая эффективность при поражении воздушных, наземных, надводных и подводных целей;
• наличие круговой информационной системы;
• возможность полета на сверхзвуковых скоростях без использования форсажа;
• сверхманевренность
• американские конструкторы в ходе работ над F-22 отказались от свехманевренности в пользу малозаметности (отсутствует ПГО, отклонение вектора тяги только в вертикальной плоскости, ромбовидное крыло);
• российские конструкторы уделяют сверхманевренности такое же внимание, как и остальным характеристикам самолёта (имеется ПЧН, всеракурсное управление вектором тяги двигателя, треугольное крыло);
• кардинальное уменьшение радиолокационной и инфракрасной заметности самолёта (изменением геометрии самолёта и сопла двигателя, применением композиционных материалов и радиопоглощающих покрытий, а также переходом бортовых датчиков на пассивные методы получения информации и режимы повышенной скрытности);
• способность осуществлять всеракурсный обстрел целей в ближнем воздушном бою, а также вести многоканальную ракетную стрельбу при ведении боя на большой дальности;
• автоматизация управления бортовыми информационными и системами помех;
• повышенная боевая автономность за счёт установки в кабине одноместного самолёта индикатора тактической обстановки с возможностью микширования информации (то есть одновременного вывода и взаимного наложения в едином масштабе «картинок» от различных датчиков), а также использования систем телекодового обмена информацией с внешними источниками;
• аэродинамика и бортовые системы должны обеспечивать возможность изменения угловой ориентации и траектории движения самолёта без сколько-нибудь ощутимых запаздываний, не требуя при этом строгой координации и согласования движений управляющих органов;
• самолёт должен «прощать» грубые погрешности пилотирования в широком диапазоне условий полета;
• самолёт должен быть оснащён автоматизированной системой управления на уровне решения тактических задач, имеющей экспертный режим «в помощь летчику».

Истребители пятого поколения:

• В авиации России :
  • Перспективный авиационный комплекс фронтовой авиации (ПАК ФА, проходит лётные испытания; принятие на вооружение ВВС России планируется к 2016 году, начало закупок в 2013 году);
  • Су-47 и МиГ 1.44 (оба отменены, являются летными прототипами самолётов пятого поколения)
  • Як-201 (отменен, проиграл проекту самолёта ПАК ФА)
  • Су-35БМ (является истребителем поколения 4++, так как не удовлетворяет некоторым требованиям к истребителям 5 поколения, однако, по мнению некоторых экспертов, по совокупности характеристик может считаться истребителем 5 поколения)
• В авиации США:
  • Northrop/McDonnell Douglas YF-23 (отменен, проиграл проекту самолёта F-22)
  • Lockheed/Boeing F-22 Raptor (на 2011 год — единственный в мире принятый на вооружение истребитель пятого поколения)
  • Lockheed Martin F-35 Lightning II (проходит лётные испытания; по мнению некоторых экспертов, является истребителем поколения 4+, так как не удовлетворяет большому числу требований к истребителям пятого поколения).

Идея создать истребитель XXI века родилась в СССР и США одновременно. Работы начались в конце 80-х. В силу известных причин США получили фору и сумели первыми поставить на вооружение истребитель, названный F-22 Raptor.

Прежде всего следует отметить, что F-22A вобрал в себя наиболее передовые черты истребителей четвертого поколения:

Во-первых,это интегральная аэродинамическая компоновка - плавное сопряжение крыла и фюзеляжа, повышающая несущие свойства и позволяющая максимально использовать внутренние объемы (F-16, Су-27, МиГ-29).

Во-вторых, применение РЛС с фазированной антенной решеткой, что дает возможность обстреливать ракетами одновременно несколько целей (МиГ-31).

В-третьих, увеличение дальности и продолжительности полета на внутреннем запасе топлива без дозаправки (Су-27).

В-четвертых, повышение маневренных характеристик путем снижения нагрузки на крыло, роста тяговооруженности и применения электродистанционной системы управления (F-15, F-16, Су-27 и другие). В то же время ряд характеристик F-22 качественно отличается от данных перечисленных только что машин. В первую очередь это сверхзвуковая крейсерская скорость полета, достигаемая на бесфорсажных режимах работы СУ, и значительно сниженная заметность для РЛС противника. Далее - высокая маневренность не только на дозвуковых, но и на сверхзвуковых скоростях. Наконец, это высокая вероятность поражения цели без входа в зону боевого соприкосновения.

Совокупность этих отличий и дает основания считать F-22A самолетом пятого поколения. При его создании стремление достичь именно таких характеристик стало определяющим при разработке технических требований и задало граничные условия для принятия решений по компоновке как самолета в целом, так и его отдельных систем.

Поэтому, даже несмотря на применение специальной крутки, крыло "Рэптора" не может обладать такими же высокими несущими свойствами, как, например, крыло самолета Су-27 и перспективного Российского истребителя 5-го поколения Т-50. Кроме того, применение внутренних отсеков вооружения ведет к утяжелению и усложнению конструкции самолета, т.к. приводит к необходимости применения крыла многолонжеронного типа вместо кессонного и к соответствующему увеличению числа силовых шпангоутов. Конструкция последних также отходит от оптимальной из-за необходимости передачи потока сил по криволинейному незамкнутому контуру. Достижения сверхзвуковой крейсерской скорости является увеличение тяги двигателей на бесфорсажном режиме, так как включение форсажа приводит к радикальному увеличению расхода топлива.

Малозаметность, которая является обязательным качеством самолета пятого поколения, в Т-50 реализуется лишь частично. Стоит отметить, что из всех разработанных в РФ военных самолетов он наиболее защищен от радарного обнаружения. Однако, к примеру, американцам при создании истребителя 5-го поколения F-22 Raptor пришлось отказаться от дополнительной маневренности в пользу большей скрытности. Как считают эксперты, российские специалисты скорее предпочтут из этих двух качеств маневренность. ПАК ФА оснащен новейшей радиолокационной установкой с активной фазированной антенной решеткой производства НИИ приборостроения. Этот радар позволяет вести всесторонний и многоканальный обстрел целей, что тоже является требованием к самолету пятого поколения.

Т-50 (ПАК ФА).

На Т-50 применены длинные и достаточно глубокие центральные отсеки вооружения, расположенные между гондолами двигателей. Это является наиболее оптимальным решением с точки зрения аэродинамики и конструкции, но требует организации дополнительных отсеков для размещения ракет воздух-воздух ближнего боя, которым необходимо обеспечить возможность маневра сразу после пуска, что вступает в противоречие с необходимостью выведения боеприпаса на безопасное расстояние от носителя, перед включением ракетного двигателя, при применении из центральных отсеков. Предполагается, что подобные отсеки реализованы в обтекателях под крылом.

Не смотря на то, что довольно долгое время Китай значительно отставал в разработке современных авиационных комплексов, на сегодняшний день были представлены 2 образца, претендующих на зачисление в 5-е поколение. Это истребители J-20 и F-60.

Одним из важнейших требований к российскому истребителю пятого поколения является сверх-маневренность — способность самолета сохранять устойчивость и управляемость на закритических углах атаки с высокими перегрузками, обеспечивающая безопасность боевого маневрирования, а также способность самолета к изменению положения относительно потока, позволяющая наводить оружие на цель вне вектора текущей траектории. Следует заметить, что сверх-маневренность первоначально фигурировала и в требованиях к американскому истребителю пятого поколения. Однако в дальнейшем, после ряда экспериментальных исследований, американцы предпочли сконцентрировать внимание на общей динамичности боевой системы истребителя. Отказ ВВС США от достижения сверх-маневренности в абсолютной мере мотивировался, в том числе, быстрым совершенствованием авиационного вооружения: появление высокоманевренных всеракурсных ракет, нашлемных систем целеуказания и новых головок самонаведения позволяло отказаться от обязательного захода в заднюю полусферу противника. Предполагалось, что воздушный бой теперь будет вестись на средних дальностях с переходом в маневренную стадию лишь в крайнем случае, «если что-то сделано не так». Сниженная радиолокационная заметность позволяет реализовать задуманную цель — «первым увидел — первым сбил», что также делает отказ от сверх-маневренности вполне оправданным. С другой стороны, постепенное исчезновение американской «монополии» на истребители пятого поколения указывает на важность сверх-маневренности для истребителей пятого поколения, так как при встрече двух малозаметных истребителей тактика ведения боя будет возвращаться к прошлым поколениям.

Вывод

Военная авиация - важная часть любой армии мира. Военно-воздушные силы необходимы для нанесения ударов по морским, авиационным и сухопутным группировкам противника. Но основу боевой мощи военной авиации остаются сверхзвуковые всепогодные самолеты, оснащенные ракетным, стрелковым и пушечным вооружением.

Россия пока отстает в создании истребителя 5-го поколения от США. Американский F-22 Raptor давно в войсках. Тем не менее именно Су-35, истребитель предыдущего поколения «4++», показывает сегодня, насколько совершеннее него может оказаться российский Т-50. На протяжении 1990-х годов и в текущем десятилетии Россия продолжает модернизировать самолеты, созданных в 1970-1980 годах. Т -50 (Перспективный авиационный комплекс фронтовой авиации - ПАК ФА) стал для России истребителем, который по отношению к другим выглядит самолетом 21-го века. Однако требуемый объем уровень инвестиций и зрелых технологий, необходимых для завершения разработки ПАК ФА, говорит о том, что его будущее неясно. «Сухой» разработал модель Су-35С (ранее обозначался как Су-35БМ), чтобы преодолеть разрыв между выводом из эксплуатации стареющего парка истребителей завоевания превосходства в воздухе Су-27 и поступлением на вооружение самолетов нового поколения Т-50. Су-35 оснащен более мощной версией ТРДДФ АЛ-31Ф, известной как 117С. Самолет оснащен РЛС с пассивной ФАР «Ирбис-Э» разработки НИИП им. Тихомирова. Первый прототип Су-35С взлетел в феврале 2008 года.

В заключении хочется сделать вывод, что на протяжении развития боевой авиации крупнейшие авиационные державы безостановочно ведут борьбу друг с другом за господство в воздухе. Сменяются поколения истребителей, разрабатываются новые концепции, нарабатывается опыт, но борьба присутствует всегда. Не стало исключением и 5 поколение истребителей. Глядя на такую модернизацию боевой авиации, можно с уверенностью сказать что у истребительной авиации есть огромный потенциал и в будущем, а значит в скором времени можно будет увидеть самолеты 6 поколения. Но как они будут выглядеть и какими характеристиками обладать, нам остается только догадываться.

Список Литературы:

1) Полная энциклопедия "Мировая авиация", 2011 год.

2)Николай Якубович "Неизвестный МиГ" 2012 год.

3)Шунков В.Н. "Армия современно России" 2012 год.

4)wikipedia.org - Википедия свободная энциклопедия.

5)militaryrussia.ru - Отечественная военная техника.

Основные понятия

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

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

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

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

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

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

М х – момент крена или поперечный момент;

М Y – момент рысканья или путевой момент;

М z – момент тангажа или продольный момент.

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

Рис. 6.1. Моменты, действующие на самолет

Для определения положительного направления моментов используется следующее правило:

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

Таким образом,

· момент М z положителен в случае кабрирования,

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

· момент М Y положителен при развороте самолета влево.

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

· руль высоты – вниз,

· руль поворота – вправо,

· правый элерон – вниз.

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

Углом крена называется угол между линией горизонта и осью ОZ,

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

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

Угол крена положителен, если самолет находится в правом крене.

Угол скольжения положителен при скольжении на правое полукрыло.

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

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

Из механики известны 3 вида равновесия:

a) устойчивое б) безразличное в) неустойчивое;

Рис. 6.2. Виды равновесия тела

В таких же видах равновесия может находиться
и самолёт.

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

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

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

Равновесие самолёта может быть нарушено из-за:

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

2) обледенения самолёта;

3) полёта в неспокойном воздухе;

4) несинхронного отклонения механизации;

5) разрушения частей самолёта;

6) срывного обтекания крыла, оперения.

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

В полёте балансировка самолёта достигается отклонением органов управления.

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

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

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

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

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

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

Таким образом, самолет устойчив при наличии:

· статической устойчивости;

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

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

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

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

От управляемости самолета в значительной мере зависит и его маневренность.

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

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

Устойчивость и управляемость самолета должны находиться в определенном соотношении.

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

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

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

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

Продольная устойчивость

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

Продольная устойчивость обеспечивается:

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

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

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

Рис. 6.3. Определение средней аэродинамической хорды

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

Величину и положение САХ чаще всего находят графически.

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

1) загрузки самолёта и изменения этой нагрузки в полёте;

2) размещения пассажиров и выработки топлива.

При уменьшении центровки увеличивается устойчивость, но уменьшается управляемость.

При увеличении центровки уменьшается устойчивость, но увеличивается управляемость.

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

Обеспечение продольной устойчивости по углу атаки

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

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

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

Рис.6.4. Обеспечение продольной устойчивости самолета

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

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

Положение фокуса при безотрывном обтекании не зависит от угла атаки.

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

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

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

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

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

Для смещения фокуса за центр масс и применяют горизонтальное оперение.

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

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

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

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

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

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

Балансировочные кривые

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

Мz

Рис. 6.5. Балансировочные кривые:

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

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

На балансировочном угле атаки самолёт находится в состоянии продольного равновесия.

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

Путевая устойчивость самолета

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

Рис. 6.6. Путевая устойчивость самолета

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

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

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

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

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

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

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

Маневренностью самолета называется его способность изменять вектор скорости полета по величине и направлению.

Маневренные свойства реализуются летчиком при боевом маневрировании, которое состоит из отдельных законченных или незаконченных фигур пилотажа, непрерывно следующих друг за другом.

Маневренность является одним из важнейших качеств боевого самолета любого рода авиации. Она позволяет успешно вести воздушный бой, преодолевать ПВО противника, атаковать наземные цели, строить, перестраивать и распускать боевой порядок (строй) самолетов, выводить на объект в заданное время и т. д.

Особое и, можно сказать, решающее значение имеет маневренность для фронтового истребителя, ведущего воздушный бой с истербителем (истребителем-бомбардировщиком) противника. Действительно, заняв выгодное тактическое положение по отношению к противнику, можно его сбить одной-двумя ракетами или огнем даже из единственной пушки. Наоборот, если выгодное положение займет противник (например, «повиснет на хвосте»), то в такой ситуации не поможет любое количество ракет и пушек. Высокая маневренность позволяет также производить успешный выход из воздушного боя и отрыв от противника.

ПОКАЗАТЕЛИ МАНЕВРЕННОСТИ

В самом общем случае маневренность самолета можно полностью охарактеризовать секундным векторным приращением скорости. Пусть в начальный момент времени величина и направление скорости самолета изображается вектором V1 (рис. 1), а через одну секунду - вектором V2; тогда V2=V1+ΔV, где ΔV - секундное векторное приращение скорости.

Рис. 1. Секундное векторное приращение скорости

На рис. 2 изображена область возможных секундных векторных приращений скорости для некоторого самолета при его маневре в горизонтальной плоскости. Физический смысл графика состоит в том, что через одну секунду конца векторов ΔV и V2 могут оказаться только внутри области, ограниченной линией а-б-в-г-д-е. При располагаемой тяге двигателей Рр конец вектора ΔV может оказаться только на границе а-б-в-г, на которой можно отметить следующие возможные варианты маневрирования:

• а - разгон по прямой,
• б - разворот с разгоном,
• в - установившийся разворот,
• г - форсированный разворот с торможением.

При нулевой тяге и выпущенных тормозных щитках конец вектора ΔV может оказаться через секунду только на границе д-е, например, в точках:

• д - энергичный разворот с торможением,
• е - торможение по прямой.

При промежуточной тяге конец вектора ΔV может оказаться в любой точке между границами а-б-в-г и д-е. Отрезок г-д соответствует разворотам при Сyдоп с различной тягой.

Непонимание того факта, что маневренность определяется секундным векторным приращением скорости, т. е. величиной ΔV, иногда приводит к неправильной оценке того или иного самолета. Например, перед войной 1941-1945 гг. некоторые летчики считали, что наш старый истребитель И-16 обладал более высокими маневренными свойствами, чем новые самолеты Як-1, МиГ-3 и ЛаГГ-3. Однако в маневренных воздушных боях Як-1 проявил себя лучше, чем И-16. В чем дело? Оказывается, И-16 мог быстро «поворачиваться», но его секундные приращения ΔV были гораздо меньше, чем у Як-1 (рис. 3); т. е. фактически Як-1 обладал более высокими маневренными свойствами, если вопрос не рассматривать узко, с точки зрения только одной «поворотливости». Аналогично можно показать, что, например, самолет МиГ-21 маневреннее самолета МиГ-17.

Области возможных приращений ΔV (рис. 2 и 3) хорошо иллюстрируют физический смысл понятия маневренности, т. е. дают качественную картину явления, но не позволяют производить количественный анализ, для которого привлекаются различного рода частные и обобщенные показатели маневренности.

Секундное векторное приращение скорости ΔV связано с перегрузками следующей зависимостью:

За счет земного ускорения g все самолеты получают одинаковое приращение скорости ΔV (9,8 м/с², вертикально вниз). Боковая перегрузка nz при маневрировании обычно не используется, поэтому маневренность самолета полностью характеризуется двумя перегрузками - nx и ny (перегрузка - векторная величина, но в дальнейшем знак вектора «->» будет опускаться).

Перегрузки nх и nу являются, таким образом, общими показателями маневренности .

С этими перегрузками связаны все частные показатели:

• rг - радиус разворота (виража) в горизонтальной плоскости;
• wг - угловая скорость разворота в горизонтальной плоскости;
• rв - радиус маневра в вертикальной плоскости;
• время разворота на заданный угол;
• wв - угловая скорость поворота траектории в вертикальной плоскости;
• jx - ускорение в горизонтальном полете;
• Vy - вертикальная скорость при установившемся подъеме;
• Vyэ - скорость набора энергетической высоты и пр.

ПЕРЕГРУЗКИ

Нормальной перегрузкой ny называется отношение алгебраической суммы подъемной силы и вертикальной составляющей силы тяги (в поточной системе координат) к весу самолета:

Примечание 1. При движении по земле в создании нормальной перегрузки участвует и сила реакции земли.

Примечание 2. Самописцы САРПП регистрируют перегрузки в связанной системе координат, в которой

На самолетах обычной схемы величина Ру сравнительно мала и ею пренебрегают. Тогда нормальной перегрузкой будет отношение подъемной силы к весу самолета:

Располагаемой нормальной перегрузкой nyр называется наибольшая перегрузка, которую можно использовать в полете с соблюдением условий безопасности.

Если в последнюю формулу подставить располагаемый коэффициент подъемной силы Cyр, то полученная перегрузка и будет располагаемой.

nyр=Cyр*S*q/G (2)

В полете величина Cyр, как уже условились, может ограничиваться по сваливанию, тряске, подхвату (и тогда Cyр=Cyдоп) или по управляемости (и тогда Cyр=Cyf). Кроме того, величина nyр может ограничиваться по условиям прочности самолета, т. е. в любом случае nyр не может быть больше максимальной эксплуатационной перегрузки nyэ макс.

К названию перегрузки nyр иногда добавляют слово «кратковременная».

Используя формулу (2) и функцию Cyр(M) можно получить зависимость располагаемой перегрузки nyр от числа М и высоты полета, которая изображена графически на рис. 4 (пример). Заметим, что содержание рисунков 4,а и 4,6 совершенно одинаковое. Верхний график обычно используется для различных расчетов. Однако для летного состава удобнее график в координатах М-Н (нижний), на котором линии постоянных располагаемых перегрузок проведены прямо внутри диапазона высот и скоростей полета самолета. Проанализируем рис. 4,6.

Линия nyр=1, очевидно, является уже известной нам границей горизонтального полета. Линия nyр=7 является границей, правее и ниже которой может произойти превышение максимальной эксплуатационной перегрузки (в нашем примере nyэ макс=7).

Линии постоянных располагаемых перегрузок проходят таким образом, что nyp2/nyp1=p2/p1 т. е. между двумя любыми линиями разница в высоте такова, что отношение давлений равно отношению перегрузок.

Исходя из этого, располагаемую перегрузку можно найти, имея на диапазоне высот и скоростей только одну границу горизонтального полета.

Пусть, например, требуется определить nyр при М=1 и H=14 км (в точке А на рис. 4,6). Решение: находим высоту точки В (20 км) и давление на этой высоте (5760 Н/м2), а также давление на заданной высоте 14 км (14 750 Н/м2); искомая перегрузка в точке А будет nyр=14 750/5760 = 2,56.

Если известно, что график на рис. 4 построен для веса самолета G1 а нам требуется располагаемая перегрузка для веса G2, то пересчет производится по очевидной пропорции:

Вывод. Имея границу горизонтального полета (линию nyp1=1), построенную для веса G1, можно определить располагаемую перегрузку на любой высоте и скорости полета для любого веса G2, используя пропорцию

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

Но в любом случае используемая в полете перегрузка не должна быть больше максимальной эксплуатационной. Строго говоря, для самолета, подверженного в полете большим деформациям, формула (3) не всегда справедлива. Однако к самолетам-истребителям это замечание обычно не относится. По величине nyp при самых энергичных неустановившихся маневрах можно определить такие частные характеристики маневренности самолета, как текущие радиусы rг и rв, текущие угловые скорости wг и wв.

Предельной по тяге нормальной перегрузкой nyпр называется такая наибольшая перегрузка, при которой лобовое сопротивление Q становится равным тяге Рр и при этом nx=0. К названию этой перегрузки иногда добавляют слово «длительная».

Вычисляется предельная по тяге перегрузка следующим образом:

• для заданной высоты и числа М находим тягу Рр (по высотно-скоростным характеристикам двигателя);
• при nyпр имеем Pр=Q=Cx*S*q, откуда можно найти Сх;
• из сетки поляр по известным М и Сx находим Су;
• вычисляем подъемную силу Y=Су*S*q;
• вычисляем перегрузку ny=Y/G, которая и будет предельной по тяге, так как при расчетах мы исходили из равенства Рр=Q.

Второй метод расчета применяется, когда поляры самолета есть квадратичные параболы и когда вместо этих поляр в описании самолета даются кривые Сх0(М) и А(М):

• находим тягу Рр;
• запишем Рр = Cр*S*q, где Ср коэффициент тяги;
• по условию имеем Рр = Ср*S*q=Q=Cх*Q*S*q+(A*G²n²yпр)/(S*q), откуда:

Индуктивное сопротивление пропорционально квадрату перегрузки, т. е. Qи=Qи¹*ny² (где Qи¹ - индуктивное сопротивление при nу=1). Поэтому, исходя из равенства Рр=Qo+Qи, можно записать выражение для предельной перегрузки и в таком виде:

Зависимость предельной перегрузки от числа М и высоты полета изображена графически на рис. 5.5 (пример взят из книги ).

Можно заметить, что линий nyпр=1 на рис. 5. является уже известной нам границей установившегося горизонтального полета.

В стратосфере температура воздуха постоянна и тяга пропорциональна атмосферному давлению, т. е. Рp2/Рp1=р2/p1 (здесь коэффициент тяги Ср=const), поэтому в соответствии с формулой (5.4) при заданном числе М в стратосфере имеет место пропорция:

Следовательно, предельную по тяге перегрузку на любой высоте более 11 км можно определить по давлению р1 на линии статических потолков, где nyпр1=1. Ниже 11 км пропорция (5.6) не соблюдается, так как тяга при уменьшении высоты полета растет медленнее, чем давление (вследствие увеличения температуры воздуха), и величина коэффициента тяги Ср падает. Поэтому для высот 0-11 км расчет предельных по тяге перегрузок приходится производить обычным порядком, т. е. с использованием высотно-скоростных характеристик двигателя.

По величине nyпр можно найти такие частные характеристики маневренности самолета, как радиус rг, угловую скорость wг, время tf установившегося виража, а также г, w и t любого маневра, выполняемого при постоянной энергии (прл Pр=Q).

Продольной перегрузкой nх называется отношение разности между силой тяги (считая Рх=Р) и лобовым сопротивлением к весу самолета

Примечание При движении по земле к сопротивлению следует добавить еще и силу трения колес.

Если в последнюю формулу подставить располагаемую тягу двигателей Рр, то получим так называемую располагаемую продольную перегрузку :

Рис. 5.5. Предельные по тяге перегрузки самолета F-4C «Фантом»; форсаж, масса 17,6 m

Расчет располагаемой продольной перегрузки при произвольном значении nу производим следующим образом:

• находим тягу Рр (по высотно-скоростным характеристикам двигателя);
• при заданной нормальной перегрузке ny вычисляем лобовое сопротивление следующим путем:
  ny->Y->Сy->Сx->Q;
• по формуле (5.7) вычисляем nxр.

Если поляра - квадратичная парабола, то можно воспользоваться выражением Q=Q0+Qи¹*ny², в результате чего формула (5.7) примет вид

Вспомним, что при ny=nyпр ямеет место равенство

Подставив это выражение в предыдущее и разервув получим окончательную формулу

Если нас интересует величина располагаемой продольной перегрузки для горизонтального полета, т. е. для ny=1, то формула (5.8) приобретает вид

На рис. 5.6 в качестве примера приведена зависимость nxр¹ от М и Н для самолета F-4C «Фантом». Можно заметить, что кривые nxр¹(M, Н) в другом масштабе примерно повторяют ход кривых nyпр(М, Н), а линия nxр¹=0 точно совпадает с линией nyпр=1. Это и понятно, так как обе эти перегрузки связаны с тяговооруженностью самолета.

По величине nxр¹ можно определить такие частные характеристики маневренности самолета, как ускорение при горизонтальном разгоне jx, вертикальную скорость установившегося подъема Vy, скорость набора энергетической высоты Vyэ в неустановившемся прямолинейном подъеме (снижении) с изменением скорости.

Рис 5 6 Располагаемые продольные перегрузки в горизонтальном полете самолета F-4C «Фантом»; форсаж, масса 17,6 т

8. Все рассмотренные характерные перегрузки (пУ9, пупр, Я*Р> ^лгр1) часто изображаются в виде графика, приведенного на рис. 5.7. Он называется графиком обобщенных характеристик маневренности самолета. По рис. 5.7 для заданной высоты Hi при любом числе М можно найти пур (на линии Сур или п^макс). %Пр (на горизонтальной оси, т. е. при пхр = 0), Лхр1 (при пу=) и пХ9 (при любой перегрузке пу). Обобщенные характеристики наиболее удобны для различного рода расчетов, так как с них можно непосредственно снять любую величину, но они не наглядны ввиду многочисленности этих графиков и кривых на них (для каждой высоты нужно иметь отдельный график, подобный изображенному на рис. 5.7). Рис 5 7 Обобщенные характеристики маневренности самолета на высоте Hi (пример) Чтобы составить полное и наглядное представление о маневренности самолета, достаточно иметь три графиками р (М, Н) -как на рис. 5.4,6; пупр (М, Н) -как на рис. 5.5,6; пх р1 (М, Н) - как на рис. 5 6,6.

В заключение рассмотрим вопрос о влиянии эксплуатационных факторов на располагаемую и предельную по тяге нормальные перегрузки и на располагаемую продольную перегрузку

Влияние веса

Как это видно из формул (5.2) и (5.4), располагаемая нормальная перегрузка пур и предельная по тяге нормальная перегрузка nyпр изменяются обратно пропорционально весу самолета (при постоянных М и Н).

Если задана перегрузка ny, то при увеличении веса самолета продольная располагаемая перегрузка nxр уменьшается в соответствии с формулой (5.7), но простой обратной пропорциональности здесь не наблюдается, так как при увеличении G возрастает и лобовое сопротивление Q.

Влияние внешних подвесок

На перечисленные перегрузки внешние подвески могут влиять, во-первых, через свой вес и, во-вторых, через дополнительное увеличение безындуктивной части лобового сопротивления самолета.

На располагаемую нормальную перегрузку nyр сопротивление подвесок не влияет, так как эта перегрузка зависит только от величины располагаемой подъемной силы крыла.

Предельная по тяге перегрузка nyпр, как это видно из формулы (5.4), уменьшается, если увеличивается Схо. Чем больше тяга и больше разность Ср - Схо, тем меньше влияние сопротивления подвесок на предельную перегрузку.

Располагаемая продольная перегрузка лхр при возрастании Схо также уменьшается. Влияние Схо на nxр становится относительно больше при увеличении на маневре перегрузки nу.

Влияние атмосферных условий.

Для определенности рассуждений будем рассматривать увеличение температуры на 1 % при стандартном давлении р; плотность воздуха р при этом будет на 1 % меньше стандартной. Откуда:

• при заданной воздушной скорости V располагаемая (по Сyр) нормальная перегрузка пур упадет примерно на 1%. Но при заданных индикаторной скорости Vи или числе М перегрузка nур при увеличении температуры не изменится;
• предельная по тяге нормальная перегрузка nyпр при заданном числе М упадет, так как увеличение температуры на 1 % приводит к падению тяги Рр и коэффициента тяги Ср примерно на 2%;
• располагаемая продольная перегрузка nхр при увеличении температуры воздуха также уменьшится в соответствии с падением тяги.

Включение форсажа (или его выключение)

Очень сильно влияет на предельную по тяге нормальную перегрузку nyпр, и располагаемую продольную перегрузку nхр. Даже на скоростях и высотах, где Рр >> Qг, увеличение тяги, например, в 2 раза приводит к увеличению nупр примерно в sqrt(2) раз и к увеличению nхр¹ (при nу = 1) примерно в 2 раза.

На скоростях и высотах, где разность Рр - Qг мала (например, вблизи статического потолка), изменение тяги приводит к еще более ощутимому изменению и nупр и nхр¹.

Что касается располагаемой (по Сyр) нормальной перегрузки nyр, то величина тяги на нее почти не влияет (считая Рy=0). Но следует учитывать, что при большей тяге самолет на маневре теряет энергию медленее и, следовательно, более длительное время может находиться на повышенных скоростях, на которых располагаемая перегрузка nyр имеет наибольшую величину.

Под маневренностью самолета обычно понимают способ­ность его быстро изменять элементы траек­тории, т. е. величину скорости и направление движения. Та­
кое изменение можно производить как одновременно, так и раз­дельно. Например, при установившемся вираже изменяется только направление движения, а скорость не изменяется. На­оборот, при разгоне и торможении изменяется величина ско­рости, а направление движения остается неизменным.

Каждый тип самолета, в зависимости от его назначения, должен быть в состоянии производить определенные маневры. Так например, маневры тяжелых бомбардировщиков сводятся по существу к неглубоким виражам. Для пикирующих бомбар­дировщиков число маневров сильно возрастает: пикирование и резкий выход из него, глубокий вираж, боевой разворот и др. Особенно велико число маневров у самолета-истребителя.

Программа испытаний на маневренность должна строиться каждый раз конкретно, применительно к типу самолета и предъ­являемым к нему тактико-техническим требованиям. Здесь мож­но только указать на наиболее важные элементарные маневры: серийный установившийся вираж, неустановившийся вираж (раз-

ворот на 180°), горка, боевой разворот, переворот через крыло, бочка, петля и иммельман, пикирование и выход из него, разгон и торможение.

При испытании на маневренность рекомендуется устанавли­вать самопишущие приборы для записи основных параметров - скорости, высоты, угловых скоростей, перегрузок, углов откло­нения органов управления и усилий на них. По записям этих приборов легко оценить важнейшие параметры, характеризую­щие маневр и условия его выполнения: время выполнения ма­невра, начальную и конечную скорость и высоту, максимальные перегрузки и интенсивность выполнения маневра, усилия на ор­ганах управления и потребные углы отклонения, а также «запас» отклонений. Все эти параметры должны быть сравнены с такими

же параметрами для других типов самолетов аналогичного на­значения и с тактико-техническими требованиями к данному типу самолетов.

Для иллюстрации на фиг. 14.8 представлены типичные записи приборов при выполнении иммельмана. Из этой фигуры видно, что время иммельмана равно ~19 сек., макси­мальная перегрузка равна 4,2, выигрыш высоты равен 330 м.

На фиг. 14.9 такие же кривые приведены для случая разгона самолета. Время разгона со скорости 340 км/час до 590 км/час

равно 18,5 сек. Обычно строят величину ———- и отыскивают вре-

мя разгона от начального значения ———— -, обусловленного ин­

Нельзя указать параметры, характеризующие маневренность вообще. Для каждого маневра выбираются определенные пара­метры и величина их сравнивается с рекомендациями и с так- тико-техническими требованиями.

Беседу вела специальный корреспондент журнала "Наука и жизнь" Т. Новгородская

"Никогда не забуду первый демонстрационный полет Су-27 в Париже, устроенный "Бритиш Аэроспейс" (British Аerospace) вместе с конструкторами и летчиками-испытателями "ОКБ Сухого", - таковы впечатления от "премьеры" истребителя у летчика британских ВВС Джона Фарлайта. - Виктор Пугачев делал вираж на Су-27 в 360 градусов за 10 секунд, средняя скорость на вираже - 36 градусов/с. А мы тогда лишь надеялись, что наш истребитель следующего поколения сможет достигнуть 25 градусов/с. Это та скорость, с которой пилот способен развернуть самолет, чтобы весь комплекс вооружения был готов к атаке. Если предположить, что наша новая машина встретится в бою с Су-27 через 10 секунд, ей останется, при том, если очень повезет, выпустить шасси и сесть. Многое увиденное нами на авиашоу может быть использовано боевым самолетом в реальном воздушном бою. Для обыкновенного зрителя аэрошоу лишь поверхностное действие, но если вы принадлежите к специалистам авиационной промышленности, то по маневрированию боевых машин вполне определите пределы, в которых может пилотировать самолет. И естественно, когда видите, что для Су-27 пределов нет или что самолет идет на вертикаль, доходит до остановки, падает обратно вниз, выходит в нормальный полет и делает это не раз и не два, а раз за разом, то понимаете, что это не исключение, не трюк, а норма. Сложность данного маневра не в том, как войти в режим, а как выйти из него. Обычно нам не разрешается превышать углы атаки 20-25 градусов: если превысить - теряем управление машиной... Но русские выполняют свои маневры, изменяя угол атаки в большом диапазоне, при этом оставаясь уверенными в управлении самолетом с абсолютно симметричным обтеканием. То же самое касается двигателей. Западные двигатели "страдают" строгими ограничениями по углам атаки. В полете на наших истребителях приходится думать одновременно и о маневрах противника, и о собственных ограничениях с аэродинамической точки зрения - о том, чего не должен делать летчик. Разумеется, такая ситуация не слишком комфортна для летчика, для него гораздо легче, когда можно делать все что угодно, чтобы суметь нацелиться на противника и преследовать его. То, чего добились русские, поразило нас до глубины души". Су-27 своими революционными дизайном и аэродинамикой установил новые стандарты в производстве истребителей. Человек, с именем которого неразрывно связана история его создания, - генеральный конструктор АООТ "ОКБ Сухого", доктор технических наук, действительный член Международной и Российской инженерных академий авиации и воздухоплавания, Герой России, лауреат Ленинской и Государственных премий Михаил Петрович Симонов. В 1995 году он награжден золотой медалью имени В. Г. Шухова, а в 1998 году редакция журнала "Aviation week and Space Technology" назвала его "легендой года". Его имя занесено на Доску почета Зала славы в Национальном музее авиации и космонавтики в Вашингтоне наряду с именами И. И. Сикорского, С. В. Ильюшина и Вернера фон Брауна. Интервью журналу "Наука и жизнь" Михаил Петрович дал впервые, хотя читает наш журнал с 1946 года. На вопросы редакции отвечает генеральный конструктор АООТ "ОКБ Сухого" М. СИМОНОВ.

М. П. Симонов.

Схема маневра "кобра".

Воздушный бой на режиме "колокол" (a - срыв доплеровского сопровождения, срыв захвата БРЛС противника и уход из-под атаки; б - выход из режема "колокол" и атака противника; в - захват и поражение противника).

Су-27 выполняет "кобру". Угол атаки 110 градусов.

Су-30 МКИ. Голубой цвет горения топлива в форсажной камере двигателя говорит о высоком качестве процесса сгорания.

Воздушный бой на вираже.

Самолет Су-35 выполняет маневр "кобра". На снимке видна конденсация влаги в зонах разрежения воздуха над передним горизонтальным оперением и центральной частью крыла.

Экспериментальный самолет Су-47. В момент выполнения высшего пилотажа вихри образующейся влаги как бы стекают с концов крыльев.

Михаил Петрович, всех, кто когда-нибудь был на авиашоу и видел, что могут самолеты Су, или хотя бы, сидя у телевизора, смотрел репортажи с авиасалонов, интересует, как и для чего создаются такие машины?

В 9-м классе я прочитал книгу "Некоторые причины ошибок пилотирования". От ошибок летчики никогда не застрахованы. Авиация как была, так и осталась очень требовательной и к пилотам, и к конструкторам. Из-за отказа техники или ошибки экипажа гибнет не только самолет, но и экипаж, и пассажиры.

Штопор - одно из самых сложных и опасных явлений. Это практически неуправляемый режим, сориентированный в пространстве самым неудачным образом: самолет вращается "носом" вниз. При ударе о землю происходит взрыв "воздушного пакета" и самолет разносит на мелкие куски. Казалось бы, чтобы решить проблему, достаточно обучить всех летчиков гражданской авиации тому, как узнавать "край сваливания", после которого самолет входит в штопор. Нужно сказать, что в авиации существует несколько похожих явлений, начинающихся с того, что машина дает крен, но не все они приводят к штопору. Однако, несмотря на то, что все военные летчики-истребители обучаются основным приемам выхода из различных видов штопора, далеко не всем им удается выйти победителями из реально возникшей ситуации (чаще всего из-за ошибок пилотирования, реже - из-за отказов авиационной техники). Есть самолеты, которые из-за своих конструктивных и аэродинамических особенностей вообще не могут выходить из некоторых видов штопора.

При эксплуатации гражданских самолетов экстремальные случаи нетипичны. А вот для боевых самолетов маневренность - условие выживания. Поэтому все конструкторские бюро мира работают над характеристиками маневренности. Именно она в сочетании с вооружением, которое несет самолет, и обеспечивает решение поставленных задач.

- Какие задачи ставятся при этом?

Маневренность - это способность самолета менять свое положение в воздушном пространстве. Естественно, для введения самолета в маневр должна быть необходимость. В боевой обстановке она возникает сама собой: надо занять такое положение в воздушном пространстве, чтобы самолет противника был в зоне действия твоего оружия, а твой самолет, наоборот, не попал бы в зону прицеливания. Понятно, что выиграет тот, кто сможет свою машину первым развернуть и направить на цель. Боевые машины классического типа 40-60-х годов прошлого столетия испытывали большие трудности в боях, поскольку характеристики их маневренности были довольно ограниченными. Обычно воздушные бои ведутся большими группами - самолетов двадцать: огромный "клубок" машин крутится в воздухе, и каждый хочет выжить. Самолеты старых классических конструкций мало отличались от самолетов противника, поэтому бои длились достаточно долго - 5-6 минут. Двигатели в этом случае работали на предельных режимах - соответственно расход топлива был большой. И даже после победы не всем удавалось долететь до дома. Каждый пятый самолет погибал после боя из-за того, что топливо кончалось и приходилось "плюхаться" туда, куда бог пошлет. Хорошо, если летчик катапультировался, а если пытался сесть, например, на шоссе на большой скорости - исход был предрешен. Летчики некоторых стран, вступая в бой, знали, что не смогут из него выйти. Чтобы улететь, надо было "подставить" "хвост", и он тут же попадал под прицел. Поэтому бились до конца, а когда загоралась красная лампочка - катапультировались из полностью исправного истребителя.

- ...Самолет одноразового использования?

Жизнь летчика ценнее... Но так или иначе недостатки в маневренности очень дорого обходятся. Поэтому прорыв в область режимов сверхманевренности, когда риск для жизни пилота и машины становится минимальным, стал задачей номер один.

- Можно ли в процессе разработки истребителя предугадать, что он будет обладать сверхманевренностью?

Обычно известно, "против кого" создается самолет. В то время, когда разрабатывался Су-27, мы "дружили" вместе с "Варшавским договором" против стран НАТО. Нам надо было сделать самолет, который бы значительно превосходил их истребители F-14, F-15, F-16 и F-18.

В нашей авиационной промышленности мы представлены "ОКБ Сухого" и большим количеством предприятий-соразработчиков. Например, радиолокаторы для нас делают НИИ и КБ. Мы не разрабатываем двигатель, мы говорим, какой он нам нужен, - и его создают в ОКБ имени А. М. Люльки. Такой научно-технический союз и обеспечивает разработку каждой составляющей истребителя на самом высоком уровне. Ведь для того, чтобы новый самолет был лучше и мог победить истребитель противника, мы должны иметь лучший в мире мотор, лучшую в мире радиолокационную станцию, лучшее в мире ракетное оружие и все остальное - тоже лучшее. Работая над СУ-27, мы сделали вроде бы неплохой самолет, превосходящий F-15, но намного ли? На "чуть-чуть". Поэтому снова в случае ближнего боя мы можем попасть в сложную "вертушку", где у самолетов будут равные возможности погибнуть или победить.

Мы поняли, что действительно решительное превосходство над противником можно получить, позволив летчику маневрировать не просто лучше, а в несколько раз лучше. Есть такое понятие, как угловая скорость разворота на цель. В бою преимущество реализуется у того истребителя, который успевает раньше развернуться. Мы пришли к выводу, что, если обеспечим своему самолету скорость разворота на цель в два раза больше, - его маневренность можно будет назвать сверхманевренностью.

Сверхманевренность - это способность истребителя из любого положения в воздушном пространстве развернуться на цель с угловой скоростью, по крайней мере в два раза превышающей угловую скорость разворота самолета противника.

- Вероятно, для обеспечения экстремальных режимов к двигателям тоже предъявляют особые требования?

Прежде всего, они должны отличаться лучшей тягой. Современный военный авиационный двигатель - турбореактивный, оснащенный форсажной камерой. (Форсаж - режим работы, при котором в камеру сгорания впрыскивается дополнительное топливо. Этим достигается значительное увеличение тяги, правда, за счет дополнительного расхода топлива.) Из двух двигателей, установленных на Су-27, вырывается поток газов, который толкает машину с силой 25 тонн (12,5 тонны - каждый двигатель). Аналогичные двигатели американских истребителей на момент создания F-15 развивали 10,8-11 тонн тяги. Есть, конечно, и другие требования. Неплохо, например, чтобы в управлении положением самолета в полете участвовали двигатели, сопла которых могут отклоняться на + 15 градусов. Особенно это важно при попадании самолета в процессе пилотирования в бою на закритические углы атаки. Критический угол атаки Су-27 составляет 24 градусов. А боевая обстановка иногда требует, чтобы самолет развернулся на угол атаки 60-90 градусов, а то и 120 градусов к направлению полета. Когда летчик дает команду на ручку управления разворота двигателя, - двигатель должен мгновенно отклониться на требуемый угол.

Сопла двух турбореактивных двигателей АЛ-31ФП многофункционального истребителя Су-30 МК способны отклоняться на 32 градуса по горизонтали и на 15 градусов по вертикали. Таким образом самолет может выполнять то, что недоступно другим машинам этого класса: "притормаживать", а потом разворачиваться на месте, подобно вертолету.

Когда в 1983 году мы впервые прилетели на выставку в Париж с заключением Государственного института по испытанию боевых самолетов о том, что по характеристикам истребитель Су-27 уступает американскому F-15, мы все равно считали, что Су-27 превосходит самолеты США. Заказчик же счел наше заявление слишком самонадеянным.

Американские истребители установили целую серию рекордов по скороподъемности. (Скороподъемность - это время с момента трогания самолета с места до достижения какой-либо высоты - 3000 м, 6000 м, 12 000 м и так далее.) То есть "с места" он должен достигнуть высоты за кратчайшее время. Мировые рекорды были поставлены тогда истребителем F-15.

Мы провели серию рекордных полетов на истребителе Су-27 и побили все рекорды F-15, тем самым сумев доказать, что наш самолет превосходит F-15 по скороподъемности.

- Как это происходило?

Самолет на старте должен стоять неподвижно, как спринтер. Но для того, чтобы обеспечить сцепление шин с бетоном, никаких тормозов не хватит. Чтобы удержать истребитель на месте, попытались использовать танк. Прицепили его тросом к замку на нижней поверхности самолета, но радовались недолго. Ровно секунду длился полный форсаж, потом раздался скрежет, и Су-27 потянул танк волоком по взлетной полосе. Пришлось искать другой выход. Рядом ремонтировалась взлетно-посадочная полоса, на ней работал огромный промышленный бульдозер "Катерпиллер". Подогнали бульдозер, прицепили к нему танк, а уже к танку - самолет. Старт Су-27 "с места" был обеспечен.

Двигатель в момент старта работает в предельном режиме. После того как замок откроется, самолет срывается с места, взлетает и идет на вертикаль. Находясь в вертикальном наборе высоты, он разгоняется до сверхзвуковой скорости. Ни один аппарат, ни одна космическая ракета на малых высотах вертикали скорость звука не превышает. Это происходит лишь на больших высотах, где плотность атмосферы мала. А мы уже на высоте 2000-3000 м переходим на сверхзвуковую скорость.

Тогда в полетах на авиасалоне были получены характеристики лучше американских.

В классическом бою два истребителя "крутят вертушку", пока кто-нибудь из них не займет положение для поражения цели. Но если мы войдем в бой и в первый же момент развернем самолет на 90 градусов к потоку - цель визируется, происходит ее захват, пуск ракеты и поражение. Таким образом, за счет сверхманевренности можно кардинально усовершенствовать ближний бой и в течение десятка секунд (а не минут) гарантировать себе победу.

- Говорят, поначалу считали, что Су-27 не выходит из штопора?

Да, таким было заключение ЦАГИ по испытаниям в аэродинамической трубе: самолет из штопора не выходит. А если боевой самолет не выходит из штопора, надо что-то предпринимать. Была разработана система ограничения предельных режимов, которая не дает возможности превысить самолету угол атаки в 24 градуса.

Ни одна модель самолета Су-27 в аэродинамической трубе ЦАГИ не вышла из штопора. Мы честно боролись, поэтому сделали 10-метровую полунатурную модель нашего самолета, подвесили ее к бомбардировщику Ту-16 и сбросили с высоты 10 000 м. Модель была оснащена автоматической системой управления и выходила на угол сваливания, при этом, если она не выходила из штопора, открывался посадочный парашют. Однако получилось так, что в половине режимов большая, свободно летающая модель выходила из штопора, а в половине - нет. Мы не могли сказать летчику: "Лети, все нормально". Поэтому согласились с ЦАГИ поставить на самолет ограничитель предельных режимов. Это было, конечно, странно: хотим работать на больших углах атаки, но не способны сделать для этого самолет.

Самое интересное произошло на испытаниях. Испытания самолета - это огромная работа, около 5 тысяч полетов, в которых машина проверяется на аэродинамику, на прочность, проводятся запуски ракет и бомбометание и многое другое. Еще до "кобры" В. Г. Пугачев выполнял выход на большие углы атаки. Я очень беспокоился, так как у американского истребителя F-16 было к тому времени несколько случаев, когда самолет выходил на угол атаки 60 градусов, а "слезть" с него не мог - хорошо что на нем стоял противоштопорный парашют, с помощью которого удавалось уходить с этого угла. Мы вели испытания по-другому. Очень переживали, когда Пугачев вышел на большой угол атаки, но он сумел вернуть самолет в исходный режим - все кончилось благополучно.

Впоследствии летные эксперименты показали, что при выходе на большие углы атаки развитие штопорного движения не происходит. Результаты свидетельствовали, что есть принципиальная возможность выхода самолета на сверхбольшие углы атаки с последующим возвращением на так называемые эксплуатационные режимы полета. Это и открыло перспективы для сверхманевренности. Но 20 лет назад мы этого еще не знали. Шли только первые экспериментальные полеты.

И вот в одном из полетов летчик-испытатель В. Котлов на Су-27 с неисправной системой воздушных сигналов (разгерметизировался приемник воздушного давления), имея неправильную информацию о числе Маха М (равном скорости полета, измеренной в скоростях звука) и пытаясь скомпенсировать "мах" углом набора высоты, "уравновесился" на высоте 8000 м вертикально и стал падать на хвост. Он полагал, что самолет установится в какой-то нормальный режим полета, - вместо этого он "подвис" между небом и землей. Это было настолько непривычно и непонятно: скорость вообще упала до нуля, а высота 8000 м. Он начал метаться по кабине, убрал форсажи, снова "дал". Самолет стал падать на хвост, появилась невесомость - впоследствии такой прием получил название "колокол".

- И все это происходило в считанные секунды?

Секунд 20. В воздухе - это очень много. При угле атаки 60 градусов (а мы имели разрешение только на 24градуса) самолет свалился в штопор, стал "носом" вниз и начал вращаться. Летчик тогда понял, что произошло, и сообщил на контрольно-диспетчерский пункт: "Штопор!" Так как считалось, что самолет Су-27 из штопора не выходит, набор команд на КДП был "высеченным на граните": "Катапультируйтесь на высоте не ниже 4000 м".

Вообще катапультирование никак нельзя назвать любимым занятием пилотов, поэтому во избежание тяжелых последствий летчик освободил управление и стал тщательно готовиться к катапультированию. Но в последний момент увидел, что самолет вышел из штопора сам и начал выходить из пикирования. Су-27 оказался предоставленным самому себе и сам вышел из опасного режима. Проверив управляемость самолета, Котлов совершил благополучную посадку на аэродроме.

- Может, это была случайность?

Поначалу так и решили. Ведь на 1000 ситуаций применения произошел только один такой случай. По большому счету это ничего не меняло. Но вскоре на Дальнем Востоке произошел еще более невероятный случай. Пилот Су-27 выполнял задание по выходу на перехват в автоматическом режиме. Он превысил допустимый угол атаки, в результате самолет свалился в штопор. По команде с земли летчик катапультировался, после чего Су-27 не только самостоятельно вышел из штопора, но и продолжил полет в автоматическом режиме, пока у него не закончилось все топливо. Вскоре в Липецке произошел третий случай, как две капли воды похожий на первый. Это уже заставило нас разработать специальную программу исследований. Как выяснилось в процессе испытаний, Су-27 отличался определенной "нестабильностью" во входе в режимы штопора и выходе из них. Было установлено, что применение наиболее "сильных" аэродинамических методов вывода из штопора не всегда приводит к его прекращению. И в то же время в ряде ситуаций самолет сам выходил из штопора при нейтральном положении ручки и педалей. Это объяснялось особенностями вихревой аэродинамики Су-27 на различных углах атаки и скольжения.

Значительный вклад в "победу" над штопором внес известный специалист по штопору, заслуженный летчик-испытатель СССР, летчик-космонавт, Герой Советского Союза Игорь Петрович Волк. Он провел испытания на штопор и обнаружил, что Су-27 выходит из всех режимов штопора.

- Почему же все-таки при испытаниях моделей было сделано противоположное заключение?

Оказалось, что не компоновка самолета имела значение, а масштабность модели (число Рейнольдса Re, которое связывает между собой скорость полета, размер самолета и вязкость воздуха, для настоящих машин значительно больше, чем для моделей, тем более маленьких).

- Сверхманевренность приводит к уменьшению "видимости" самолета на радарах. Каким образом?

Сверхманевренность - это система приемов ближнего воздушного боя. В случае если летчик получает сигнал, что он находится в зоне облучения локатора противника, первое, что ему надо сделать, - уйти на вертикаль. Набирая высоту и теряя скорость, он уходит из зоны "видимости" радиолокаторов, работающих на эффекте Доплера. (Эффект Доплера - изменение частоты волны, наблюдаемое при движении источника волны, относительно их приемника. - Прим. ред. ) Но и противник не дурак: тоже может развернуться. Но наш самолет движется по вертикали (фигура "колокол"), при этом скорость его стремится к нулю. А все локаторы видят цель именно по изменению скорости (работают по доплеровскому принципу). Если измеряемая скорость упала до нуля или по крайней мере до такой малой величины, что радиолокаторы противника не могут вычислить доплеровской составляющей, - мы для противника пропали. Визуально он нас видит, а на радиолокационном спектре - нет. Это означает, что если у противника ракета с радиолокационной (полуактивной, активной) головкой наведения, он все равно ее не запустит, потому что ракета не сможет произвести захват цели.

- А известны ли еще какие-нибудь способы сделать самолет "невидимкой"?

Такие самолеты-"призраки" только начинают появляться. Наибольший эффект от новой технологии ожидается для всех самолетов так называемого пятого поколения. Первым самолетом, созданным по технологии "стелс" ("призрак"), стал истребитель-бомбардировщик F-111А. Правда, истребитель из него так и не получился. Самолет имел очень низкую заметность, но плохие летные свойства - эдакий "граненый утюг" (граненые формы понадобились, чтобы лучи радиолокатора отражались от поверхности и направлялись совсем в другую сторону).

Я читала, что в процессе создания нового истребителя возникла необходимость кардинального усовершенствования бортового радиоэлектронного оборудования. Насколько оно надежно в режимах сверхманевренности?

Вообще-то в мире считают, что "русская" электроника не заслуживает внимания. Я другого мнения. Мы заказываем нашим соразработчикам радиолокаторы именно такие, какие нам нужны. Если локатор, который стоит на F-15, весит 244 кг, то аналогичный наш - в несколько раз больше. Но нас это не очень огорчает. Мы хотим, чтобы локатор обеспечивал обнаружение цели на определенной дальности. И эту дальность задаем большую. То же самое можно сказать и об оптико-электронной системе обнаружения целей и прицеливания.

Когда американские стратегические разведчики (SR-71) стали летать к нам "из-за угла" (со стороны Норвегии. - Прим. ред. ) вдоль всего побережья к Новой Земле, на охрану северных рубежей были поставлены истребители Су-27 и Су-30. Когда в очередной раз SR-71 "вынырнул" - наши уже были в воздухе. Мы решили их перехитрить и дали команду не включать радиолокатор, а включить электронно-оптическую систему, которая "видит" в инфракрасном спектре и на большом расстоянии. Когда SR шел на большой высоте, а наши самолеты навстречу ему, мы его видели на большом удалении. Поскольку границ "американец" не нарушал, ничего с ним сделать было нельзя, зато мы держали его под прицелом.

Так что говорить, что наше радиоэлектронное оборудование хуже, нельзя. Оно именно такое, как мы заказывали, ориентируясь на машины вероятного противника. А сделать такой самолет, который сможет поднимать нашу электронику, - не проблема.

А правда, что для улучшения аэродинамических качеств в самолетах нового поколения применена новая конструкция крыла?

Для того чтобы уменьшить волновое сопротивление крыла самолета при движении со сверхзвуковыми скоростями, надо придать крылу стреловидность, то есть отклонить его относительно вектора скорости (поставить под углом). Если крыло ставить таким образом, что при "болтанке" (возмущении потоков) крыло при своей деформации закручивается на отрицательные углы, то подъемная сила падает, но это не опасно с точки зрения разрушения крыла. Если сделать обратную стреловидность, порыв воздуха отклоняет крыло вверх - сразу увеличивается подъемная сила. А если сила увеличивается - крыло отклоняется дальше, угол опять растет. Несмотря на опасность разрушения, самолеты с обратной стреловидностью крыла имеют очень хорошие аэродинамические характеристики.

У американцев был такой экспериментальный истребитель Х-29, почему-то они сочли его конструктивное решение невыгодным. Мы же считаем создание подобного самолета задачей технически разрешимой с помощью композиционных материалов. Металлическое крыло не может выдержать дивергенции - разрушения крыла от скручивания. У нас были случаи, когда во время продувки в аэродинамических трубах разрушались стальные крылья модели с обратной стреловидностью крыла. Сегодня мы можем создавать специальную композиционную конструкцию на основе углеволокна, эпоксидной смолы, из органических материалов с высоким модулем - в частности, из тех самых тканей, из которых изготавливают бронежилеты.

- Какие надежды вы возлагаете на истребители пятого поколения в плане сверхманевренности?

Большие. Если наши "конкуренты" делают самолеты пятого поколения, они нам тоже нужны. Можно сказать, тут действует некий закон сохранения равновесия. Недавно мы были на одной зарубежной выставке, и там командующий ВВС одной из стран сказал: "Нам нужен ваш самолет. У нас есть разные истребители, но мы хотим, чтобы рядом с ними стоял русский, да с такими характеристиками, чтобы противник боялся". А значит, не шел на конфликт. Это и есть цель создания нового истребителя, который обеспечивал бы политическое равновесие в мире.