Структурно-параметрический анализ и синтез облика самолета вертикального взлета и посадки

УДК 621.452.225

СТРУКТУРНО-ПАРАМЕТРИЧЕСКИЙ АНАЛИЗ И СИНТЕЗ ОБЛИКА САМОЛЕТА ВЕРТИКАЛЬНОГО ВЗЛЕТА И ПОСАДКИ

М.Ю. Куприков, Л.Н. Рабинский

Дан анализ влияния инфраструктурны на выбор альтернативных вариантов силовых установок самолетов вертикального взлета и посадки. Рассмотрен алгоритм получения комбинированной схемы силовой установки, как разрешение противоречия между единой и составной схемами силовой установки самолетов вертикального взлета и посадки. Приведен метод компоновки самолета от виртуального центра масс, позволяющий получить компоновочную схему самолета из условий инфраструктурных ограничений на палубе авианесущего крейсера. Предложен метод синтеза новых схемных решений самолета. Дано графическое представление концепции легкого маневренного самолета с палубным базированием, обеспечивающим вертикальное положение самолета при взлете и горизонтальное на посадке.

Ключевые слова: самолет, силовая установка, схемы, вертикальный взлет, геометрия, компоновка, облик, инфраструктура, авианосцы.

Одной из самобытных страниц отечественного авиастроения являются самолёты вертикального взлета и посадки (СВВП). Робкие попытки их создания конструкторские бюро А.С.Яковлева (на примере семейства Як-36, Як-38 и Як-141). С ними в одном ряду стоят попытки ОКБ П. О Сухого (Су-15ВД, Т-6) и ОКБ А.И.Микояна (МиГ-23ПД, МиГ-23-01 ) создания самолетов, у которых длина ВПП сокращалась за счет установки подъемных двигателей. Разработка самолетов сопровождалась значительными финансовыми и временными затратами и за основу были взяты более простые и результативные проектно-конструкторские решения. Идея вертикального взлета будоражила умы авиаторов с первых дней рождения авиации, но цена бала велика, а отдача минимальна. Есть задачи, которые кроме СВВП никто больше решить не может. Например, задача объектового ПВО. Для охранения сухогрузов при транспортировке обогащенной урановой руды из ЮАР в США используется ударная авианесущая группа. Однако, можно, в контейнере на сухогрузе базировать несколько СВВП и их будет достаточно для перехвата стратегического бомбардировщика над акваторией океана до пуска ракеты воздух -поверхность.

Успехи вертолетостроения [8] и самолетостроения [4-6] похоронили несколько концепций летательных аппаратов, например, дирижабли, гидроавиацию, автожиры. После бурного рассвета эти направления авиационной отрасли увядали и оставались одиночные, скорее экзотические, аппараты.

Идея вертикального взлета и посадки заставляет нас все чаще и чаще обращаться к тем идеям и наработкам отечественного и зарубежного авиапрома, которые создают научно-экспериментальную базу и опытно-

технологический задел к созданию летательных аппаратов обладающих качественно лучшими взлетно-посадочными характеристиками. На рис. 1 представлена матрица многообразия альтернативных вариантов силовых установок аппаратов вертикального взлета[6].

Рис. 1. Матрица многообразия альтернативных вариантов силовых установок аппаратов вертикального взлета, составленная профессором Н.К.Лисейцевым [6]

Диалектика развития схем связана с увеличением удельной мощности силовых установок, а, следовательно, газо-динамической мощности струи из двигателя. Так тяговооруженность современных истребителей и без вертикального взлета давно превысила единицу. А это означает, что надо разумно распорядиться этим высоким тяговым потенциалом и на взлетно-посадочных режимах.

Используя матрично топологический подход, можно предположить, что по мере совершенства энергетических силовых установок ЛА и далее будут происходить попытки реализации концепции вертикального взлета и посадки. В авиационном комплексе самым уязвимым местом, которое видно и оптически, и радиолокационно, и со спутников является авиационная база и ее основной элемент взлетно-посадочная полоса. Что очень критично для военной авиации. Часто аэропорт находится в центре города, когда жилые кварталы соседствуют с авиационной инфраструктурой, а над головами у изумленной публики идут на посадку огромные магистральные лайнеры. Такую ситуацию знают не по наслышке жители Парижа и Лондона, Берлина и Дели, да и в Москве два летных поля (Ходынское и Тушинское) оказались в центре города и уже застроены жилыми кварталами, а все подмосковные аэропорты (Шереметьево, Домодедово, Внуково и Жуковский) в ближнем пригороде среди плотной дачной застройки. Практика эксплуатации военных самолетов показывает широкое многообразие условий базирования. Для примера рассмотрим условия базирования тактической авиации.

Если говорить о палубной авиации, то имеются следующие подклассы авианесущих кораблей: многоцелевые атомные авианосцы, авианосцы, противолодочные авианосцы, легкие авианосцы, ракетные крейсе-ра-вертолетоносцы и вертолетоносцы. Однако, не вдаваясь в подробности тактического назначения авианосцев, можно выделить три характерные группы авианесущих кораблей. Характеристическим признаком в этой ситуации служит тип самолета, а точнее требования по длине ВПП, предъявляемые к данному типу самолетов (рис. 2.).

совп сквп

СВ/УВП

сввп

О 100 200 300 400 500 600

Рис. 2. Классификация самолетов в зависимости от типа взлета

345

Длина ВПП и оснащенность палубы устройствами, необходимыми для ее сокращения, практически однозначно характеризуют размерность авианесущего судна. В качестве примера рассмотрим деление авианесущих кораблей в зависимости от располагаемой длины ВПП (табл. 2).

Легкие авианосцы (типа Москва (СССР), Ленинград (СССР) "Жанна д'Арк" (Франция), типа "Андреа Дориа" (Италия) и др.), часто в литературе называемые крейсерами-вертолетоносцами, предназначены для базирования вертолетов и СВВП и выполняют функции ПЛО, а также поддержки высадки десанта и выброса его передового отряда. Они не имеют сплошной, по всей длине корабля, полетной палубы, а оборудованы специально подготовленными взлетно-посадочными площадками или установками, габаритные размеры которых соизмеримы с габаритами самого летательного аппарата. В большей части их водоизмещение менее 13000т.

Таблица 2

Классификация авианесущих кораблей в соответствии с располагаемой длиной ВПП

№ Тип авианесущего корабля Длина ВИЛ [м] Качественный признак - степень оснащенности взлетно-посадочными устройствами

1 Легкий до 100 Отсутствует

2 Средний 100 - 200 Трамплин

3 Тяжелый 200 - 360 и более Паровая катапульта

Средние авианосцы ("Адмирал Флота Н.Г.Кузнецов" (Россия), "Баку" (СССР), "Киев" (СССР), типа "Инвинсибл"(Вликобритания), "Принц Астурийский" (Испания) , "Вираат" (Индия)) предназначены для решения специфических ударных задач обеспечения ПВО, ПЛО соединений кораблей и конвоев. На них базируются легкие штурмовики и истребители взлетной массой до 20т. Эти авианосцы не имеют специального оборудования палубы и поэтому самолеты, которые базируются на них называют СВ/УВП - самолеты вертикального-ультракороткого взлета и посадки. Иногда палубы оборудованы трамплинами и аэрофинишерами. Водоизмещение этих кораблей в среднем колеблется в пределах от 13000 до 35000т.

Тяжелые авианосцы (типа "Дж.Кенеди"(США), типа "Нимитц" (Эйзенхауер, Винсон, Рузвельт), "Энтерпрайз", "Китти Хоук" и др.) - это, как правило, многоцелевые авианесущие корабли с атомной силовой установкой. Для них характерно базирование тяжелых штурмовиков взлетной массой до 40 т. (Дуглас А-3Б). Известен случай, когда в 1963 самолет заправщик Локхид КС-130Б "Геркулес" с взлетной массой 54430 кг без по-

мощи катапульты взлетел с палубы авианосца "Форрестол" (США). Обеспечение базирования самолетов, выполняющих ударные операции, требует соответствующего авиатехнического оборудования: длинной и широкой (более двух стартовых позиций) полетной палубы (более 300 м), вместительного ангара, катапультных установок, вместительных лифтов-самолетоподъемников. В целом, это признаки кораблей с водоизмещением не менее 70 000т. На них базируются самолеты короткого взлета и посадки (СКВП).

Дальнейшее наращивание размерности авианосцев с целью увеличения длины и несущей способности полетной палубы затруднено из технологических соображений, поэтому при других условиях необходимо сухопутное базирование (СОВП-самолеты обычного взлета и посадки). Сухопутное базирование не исключает использование коротких ВПП, однако ограничения при этом во многом схожи с «палубными».

И для военной и для гражданской авиации с уменьшением габаритов мест базирования эффективность авиационной техники возрастает

Синтез новых схем самолета - это результат разрешения диалектических противоречий. Поиск новой схемы - это, прежде всего, глубокий анализ преимуществ и недостатков известных альтернативных вариантов схем и синтез на их базе принципиально нового технического решения, являющегося результатом решения поставленной задачи на новом техническом уровне (витке диалектической спирали).

На начальном этапе синтеза нового схемного решения проводится формирование характеристических матриц альтернативных схемных решений для удовлетворения каждого 1-го требования. Характеристическая матрица каждого решения состоит из двух типов столбцов. Элементами первого типа столбцов являются семантические выражения, характеризующие положительные и отрицательные качества данного решения, а элементами второго типа столбцов являются нормированные оценки этих качеств (например, в диапазоне от -1 до +1). Записи в строках носят парный характер. Нормированные оценки могут быть сверткой экспертных оценок, либо обработкой данных статистики по известным образцам авиационной техники.

Каждое схемное решение имеет множество характеристических матриц, удовлетворяющих различным требованиям. Согласно множества ограничений выбираются матрицы, отвечающие этому множеству.

На втором этапе из альтернативных схемных решений происходит выбор диалектически противоположных пар схемных решений, для которых столбцы характеристических матриц носят зеркальный характер (имеют минимальное и максимальное значения). В той части матриц, где это условие выполняется, возможно формирование обобщенной характе-

ристической матрицы, соответствующей еще не существующему техническому решению. Далее каждой строке (характеристике) в соответствие ставится частное техническое решение, совокупность которых определяет то или иное схемное решение.

Данное условие является необходимым, но недостаточным для синтеза нового технического решения. Используя характеристические матрицы, можно определить направление технического развития.

Действие алгоритма рассмотрим на примере СВВП. В качестве альтернативных схемных решений рассмотрим схемы силовых установок, обеспечивающих самолету вертикальный взлет и посадку, т.е. в качестве инфраструктурного ограничения принято, что и = И1(ЬвПП=0). В таблице 3 представлен порядок процедуры сравнения характеристических матриц самолетов с единой и с составной силовыми установками (СУ) и формирование технического решения - комбинированная СУ.

Таблица 3

Пример алгоритма получения комбинированной схемы СУ, как разрешение противоречия между единой и составной схемами СУ самолетов вертикального взлета и посадки

№ Порядок процедур и логических рассуждений Значения

1 Определяем потребные тяговооруженности: - - - -

вертикальная на висение 1 - - -

с учетом ускорения 1.03 - - -

с учетом потерь 1.2 - - -

с учетом затрат на СУДРП 1.3 - - -

горизонтальная 0.6 - - -

2 Выбираем два альтернативных типа силовых установок - Единая СУ - Составная СУ

3 Определяем располагаемые тяговооруженности: - - -

горизонтальная - 1.3 - 0.6

проявление зеркальной противоположности - тах - min

суммарная - 1.3 - 1.7

4 Формируем базовую гипотезу - "Тяговооружен-ность по ПМД соответствует потребной горизонтальной " 0.6

5 Недостающую вертикальную тяговооруженность реализуем за счет ПД - - 0.65 -

6 В результате получена СУ состоящая из ПМД и ПД Комбинированная СУ

7 Сравнительная оценка альтернативных вариантов СУ: - - - -

относительная масса пустого самолета - 0.72 0.66 0.83

Соотношение по относительной массе - -0.06 0 -0.17

Вышеприведенная таблица иллюстрирует диалектику трансформации схем СУ СВВП. На рис. 3 условно представлен граф изменений и диалектических противоречий, разрешение которых привело к появлению новых схемных решений.

Рис. 3. Диалектическая спираль графа формирования новых схем СВВП

На первом этапе развития СВВП, относящемся к 50-60-м годам, в качестве СУ использовались единая и составная силовые установки. Зеркальная противоположность нормированных показателей качеств основных характеристик наглядно видна из табл. 3. Потребные тяговооруженности, используемые самолетами, выполненными по единой и составной схемам силовых установок, имеют одинаковые значения при вертикальном взлете, а располагаемые горизонтальные тяговооруженности имеют либо минимальное (для составной СУ), либо максимальное для единой СУ) значение для этого класса самолетов. Компромиссным решением, позволившим решить как противоречие, связанное с выбором основных параметров самолета (вертикальной и горизонтальной тяговоору-женности), так и компоновочные противоречия по взаимной увязке компоновочных объемов в центральной части самолета при размещении центроплана, внутреннего отсека вооружений, ниши основных стоек шасси, расходного топливного бака и т.д. при условии обеспечения минимальных моментов инерции, габаритных ограничений и аэродинамических форм, явилась схема самолета с комбинированной СУ. Эта схема СУ позволила обеспечить потребные вертикальную и горизонтальные стартовые тягово-оруженности, отличие которых по абсолютному размеру более чем в два раза приводит к резкому снижению эффективности СВВП. В нижней строке таблицы 3 представлены сравнительные характеристики относительных масс пустого самолета, которые демонстрируют одну из граней этих преимуществ в количественном выражении.

349

Преимущества самолетов с комбинированной СУ отрицают схему с составной СУ и находятся в диалектическом противоречии уже со схемой самолета с единой СУ.

Суть противоречия второй пары заключается в появившихся проблемах с компоновкой задней открытой зоны соплового аппарата и лишь в половинчатом решении использования тяговооруженности подъемно-маршевого двигателя (ПМД) на всех режимах полета и сохранением качеств группы подъемных двигателей (ПД), присущих самолетам, выполненным по схеме с составной СУ. Актуальность разрешения этого противоречия возникла при разработке программ сверхзвуковых маневренных СВВП. Результатом разрешения этого противоречия является появившаяся в 70-х годах схема единой СУ с агрегатами усиления тяги. В качестве примера рассмотрим единую СУ с выносной форсажной камерой. Данная схема СУ позволяет разрешить противоречие второй пары и по компоновке и по тяговооруженности. По компоновочным признакам ВФК имеет зависимость эквивалентную самолетам с комбинированной СУ. По тяговоору-женности самолет на бесфорсажном режиме соответствует характеристикам самолета с комбинированной схемой СУ (работает только ПМД).

Для СВВП силовая установка и система управления на доэволю-тивных режимах полета имеют как функциональную, так и конструктивную общность. Рассмотренные две предыдущие пары касались разрешения противоречий по компоновке и тяговооруженности лишь в части силовой установки. Рассмотрим противоречия между газодинамической струйной системой управления на доэволютивных режимах полета и системой управления посредством газодинамической, либо векторной модуляцией векторов тяг силовой установки. Характеристическими признаками как и в первом случае являются компоновка силовой установки, а точнее, компоновка точек приложения векторов тяг, при этом относительные затраты тяги на управление и балансировку самолета на доэволютивных режимах полета выступают в качестве критерия. Разрешение третьей пары противоречий сопровождается интеграцией СУ и системы управления на доэва-лютивных режимах полета (СУДПР).

На базе этого схемного решения был предложен СВВП оборудованный единой двухдвигательной силовой установкой с выносной форсажной камерой. Самолёт выполнен по аэродинамической балансировочной схеме «бесхвостка» и без вертикального оперения. Устойчивость и управляемость во всех трех каналах обеспечивает газодинамическая модуляция тяги двигателя и поворотных сопловые аппараты. Размерность самолета определена из условия базирования на легких авианесущих крейсерах размерности Киев, Минск, Новороссийск в габаритах лифта подъёмника 18*6*5,5 и составила 21 тонну (рис.4). Что позволило иметь во внутренних отсеках вооружения целевую нагрузку 2 тонны, что соответствует четырем ракетам класса воздух-воздух среднего радиуса действия. Проект

выполнен в Московском авиационном институте в 90-е годы группой дипломников А.Б.Аведьян, И.Неганов, К.Г.Евченко, И.Покровский под руководством В.З.Максимовича.

Рис. 4. Компоновка тяжелого СВВП палубного базирования

Рис. 5. Требования и алгоритм разрешения противоречий

при компоновке СВВП

351

Рис. 6. Геометрический облик компоновки СВВП

На втором этапе из альтернативных схемных решений происходит выбор диалектически противоположных пар схемных решений, для которых столбцы характеристических матриц носят зеркальный характер. В той части матриц, где это условие выполняется, возможно формирование обобщенной характеристической матрицы, соответствующей еще не существующему техническому решению. Далее каждой строке (характеристике) в соответствие ставится частное техническое решение, совокупность которых определяет то или иное схемное решение (см. рис. 7).

Поиск решения на втором этапе рассмотрим на примере концепции взлета СВВП. Как было отмечено, возможны два варианта вертикального взлета и посадки самолета:

- самолеты с горизонтальным положением фюзеляжа на взлете и посадке;

- самолеты с вертикальным положением фюзеляжа на взлете и посадке.

Данные технические решения представляют пару диалектически противоположных схемных решений, как по сути взлета, так и по функциональному назначению.

Сформируем характеристическую матрицу потребной тяговоору-женности СВВП на различных режимах полета (см. табл. 4).

Формирование обобщенной матрицы на решении, полученном в результате разрешения третьей пары противоречий, привело к выработке новой концепции СВВП, который осуществляет взлет с вертикальным, а по-

352

садку с горизонтальным положением фюзеляжа (рис.8 и 9). На рис. 3 представлены две исходные схемы самолетов и третья как результат синтеза новой схемы от данных характеристической матрицы. На полученные технические решения получены авторские свидетельства №1816717 и 1821421.

Таблица 4

Характеристическая матрица самолетов с альтернативными _способами вертикального взлета и посадки _

№ Признак Взлет Полет Посадка

1 Самолеты с горизонтальным положением фюзеляжа на взлете и посадке +0.5

2 Самолеты с вертикальным положением фюзеляжа на взлете и посадке +1

3 Самолеты с вертикальным положением фюзеляжа на взлете и горизонтальным на посадке +1

М1п

щ

тг1

"Ч щ1

ЩИ щ.

Щп

щ*

X = [Хи Х2п ' Хтп] Вектор нового схемного решения

Рис. 7. Схема формирования вектора схемных решений, характеризующего новую схему самолета

Рис.8. Твердотельная модель геометрического облика СВВП в пространстве инфраструктурных ограничений

353

Известия ТулГУ. Технические науки. 2018. Вып. 7

чЛ

Рис. 9. Графическое представление концепции легкого СВВП с палубным базированием обеспечивающим вертикальное положение самолета при взлете и горизонтальное на посадке

На базе этого схемного решения был предложен СВВП оборудованный единой однодвигательной силовой установкой с двумя двухкамерными выносными форсажными камерами, расположенными в К-образном сочленении крыла обратной стреловидности. Самолёт выполнен по аэродинамической балансировочной схеме «утка» с двух килевым вертикальным оперением [2-3,7]. Устойчивость и управляемость во всех трех каналах обеспечивает газодинамическая модуляция тяги двигателя и поворотных сопловые аппараты. Размерность самолета определена из габаритов стандартного морского контейнера 45''HC и внутреннего в нем базирования СВВП и составила 15 тонн (рис.8). Что позволило иметь во внутренних отсеках вооружения целевую нагрузку 2 тонны, что соответствует четырем ракетам класса воздух-воздух среднего радиуса действия. Проект выполнен в Московском авиационном институте в 90-е годы аспирантом А.В.Проданом.

Многообразие схем говорит, что поиск схем еще не закончился. Новые технологии в материаловедении, двигателестроении, самолетостроении и т.д. позволят сделать шаг вперед к решению задач вертикального взлета и посадки.

Список литературы

1. Авторское свидетельство. SU 1766781 А1 (СССР) В 64 С 29/00. Самолет вертикального-ультракороткого взлета и посадки. Куприков М.Ю., Орестов И.А. Опубл. в бюл. №37, 1992. 6 с.

2. Авторское свидетельство. SU 1816717 А1 (СНГ) В 64 С 29/00. Самолет вертикального-ультракороткого взлета и посадки. Куприков М.Ю., Продан А.В. Опубл. в бюл. №19, 1993. 4 с.

3. Авторское свидетельство. SU 1821421 А1 (СНГ) В 64 С 29/04. Самолет вертикального взлета и посадки. Куприков М.Ю. Опубл. в бюл. №22, 1993. 4 с.

4. Егер С.М., Матвеенко А.М., Шаталов И.А. Основы авиационной техники. М.: Изд-во МАИ, 1999. 576 с.

5. Егер С.М., Лисейцев Н.К. и др. Проектирование самолетов. М.: Машиностроение, 1983. 616 с.

6. Жизненный цикл и реализация летательного аппарата Б.В. Бойцов, В. Д. Борисов, Н.М. Киселев, В.Г. Подколзин. М.: Изд-во МАИ, 2005. 520 с.

7. Kuprikov M., Мах1шоу S. Selecting Rational Parameters For The Lift System Of A Subsonic Transport Plane, Ac Tch -96-24, Russian Sci-tech, №1 1997 Science@Technology, New-York, USA. S. 20.

8. Тищенко М.Н. Выбор параметров вертолета на начальной стадии проектирования: Учебное пособие. М.: Изд-во МАИ-ПРИНТ, 2011. 124 с.

Куприков Михаил Юрьевич, д-р техн. наук, профессор, зав. каф., kuprikovarussianpolar.ru, Россия, Москва, Московский авиационный институт (Национальный исследовательский университет),

Рабинский Лев Наумович, д-р физ.-мат. наук, профессор, декан, f9_dec@,mai.ru, Россия, Москва, Московский авиационный институт

STRUCTURAL-PARAMETRIC ANALYSIS AND SYNTHESIS OF AIRCRAFT AND LANDING

AIRPLANE PERFORMANCE

M.Yu. Kuprikov, L.N. Rabinsky

An analysis of the influence of infrastructures on the choice of alternative variants of power plants for vertical takeoff and landing aircraft is given. The algorithm for obtaining a combined scheme of a power plant is considered as a resolution of the contradiction between a single and composite schemes of a power plant for vertical takeoff and landing aircraft. The method of arranging the aircraft from the virtual center of mass is given, which allows to obtain the layout of the aircraft from the conditions of infrastructural restrictions on the deck of the aircraft carrying cruiser. A method for the synthesis of new airplane circuit design is proposed. A graphic representation of the concept of a light maneuverable airplane with deck-based support providing a vertical position of the self-fly during take-off and horizontal landing is given.

Key words: aircraft, power plant, circuits, vertical take-off, geometry, layout, appearance, infrastructure, aircraft carriers.

Kuprikov Mikhail Yuryevich, doctor of technical sciences, professor, kiiprikov ariissianpolar.ru, Russia, Moscow, Moscow aviation Institute (national research University),

Rabinskiy Lev Naumovich, doctor of physical and mathematical sciences, professor, dean of faculty, f9 decamai. ru, Russia, Moscow, Moscow Aviation Institute