На протяжении всей истории военной авиации скорость, маневр и огонь являлись ключевыми факторами, определяющими боевую эффективность истребителя. Находясь в тесной взаимосвязи, они оказывали решающее влияние на основные направления развития боевой авиационной техники. В то же время на каждом очередном этапе эволюции истребителя при формировании тактико-технических требований, проектировании и освоении новых авиационных комплексов, а также при разработке тактики воздушного боя и удара по наземным объектам решались задачи поиска оптимального соотношения между требованиями повышения скорости, маневренности и мощности авиационного вооружения.
При создании реактивных истребителей второго и третьего поколений — МиГ-21, МиГ-23, Су-15, F-4, «Мираж» III, «Мираж» F.1 и других — основное внимание уделялось улучшению скоростных и высотных характеристик машин, а также эффективности ракетного вооружения. Однако опыт Вьетнама и других вооруженных конфликтов 60-70-х гг. продемонстрировал опасность пренебрежения маневренностью: ближний воздушный бой по-прежнему оставался основной формой «выяснения отношений» между истребителями. В результате ведущим авиационным странам мира пришлось модернизировать существующие типы самолетов в направлении повышения их маневренных характеристик, результатом чего явилось появление таких истребителей, как F-4E, МиГ-21бис, МиГ-23МЛ, «Кфир» и других. Одновременно были развернуты работы по созданию самолетов четвертого поколения (Су-27, МиГ-29, F-15, F-16 и т.д.), основным отличием которых от предшественников явилось резкое увеличение маневренности при сохранении прежних скоростных и высотных характеристик и «эволюционном» усовершенствовании вооружения. Рост маневренности достигался как применением двигателей нового поколения, обеспечивающих возможность получения тяговооруженности более единицы, так и успехами аэродинамики, позволившими значительно увеличить несущие свойства самолета при достаточно малом приращении сопротивления.
Аналитические исследования с широким использованием математического моделирования, выполненные в 70-80-х гг. германскими (фирма МВВ), а несколько позже — американскими специалистами, позволили сделать вывод о том, что к началу XXI века характер воздушного боя между истребителями претерпит новые значительные изменения.
Совершенствование ракетного вооружения и БРЛС приведет к относительному увеличению числа результативных воздушных боев на больших и средних дистанциях. При этом от истребителя потребуется способность маневрировать на сверхзвуковой скорости для уклонения от ракет противника. Если на дальности, превышающей дальность прямой видимости, не будут достигнуты решительные результаты, воздушный бой с большой степенью вероятности перейдет в фазу с использованием УР малой дальности и пушек.
Ожидаемые изменения характера ближнего маневренного боя западными специалистами связывались с появлением всеракурсных ракет с усовершенствованными тепловыми головками самонаведения, позволяющих атаковать противника в передней полусфере на встречных курсах. Моделирование, проведенное в США с использованием программ PACAM, TAC BRAWLER, CATEM, MULTAC, а также в Германии (программа SILCA) показало, что использование новых ракет и пушек в сочетании с независимым управлением ориентацией фюзеляжа и вектором скорости истребителя приведут к тому, что в ближнем воздушном бою будут преобладать лобовые атаки. Для выживания в подобных условиях от самолета потребуется способность к выполнению интенсивных маневров на неустановившихся режимах. При этом уменьшится время действия высоких перегрузок и пространственный размах маневрирования, в то же время возрастут скорости относительного перемещения самолетов, и уменьшится располагаемое время применения оружия.
Особое значение для истребителя приобретет способность на короткое время нацеливать фюзеляж независимо от направления полета, особенно в плоскости тангажа. Во многих случаях такое нацеливание будет связано с выходом на закритические углы атаки.
Таким образом, по взглядам, сложившимся на Западе в середине 80-х гг., истребитель пятого поколения должен был иметь высокие характеристики в двух сильно различающихся полетных областях. При ведении боя на «вневизуальной» дальности особое значение приобретало увеличение сверхзвуковой скорости маневрирования на установившихся режимах, а в ближнем маневренном воздушном бою — увеличение маневренности, обусловленное запасом тяговооруженности самолета.
Одной из основных характеристик, влияющих на исход ближнего воздушного боя, является радиус разворота летательного аппарата. При существующих ограничениях по удельной нагрузке на крыло минимальный радиус разворота лучших истребителей четвертого поколения равняется примерно 500 м.
Дальнейшее значительное уменьшение этого параметра (примерно в два-три раза) может быть достигнуто только при выходе самолета на закритические углы атаки, значительно превышающие углы атаки, соответствующие Cymax. Проведенные американскими специалистами крупномасштабные аналитические исследования с компьютерным моделированием показали, что такой «сверхманевренный» истребитель имел бы значительное превосходство над самолетами, маневрирующими в традиционной области полетных режимов. Для практической проверки этой концепции США совместно с Германией был построен экспериментальный самолет Рокуэлл/МВВ Х-31 с системой управления вектором тяги двигателя (УВТ).
Частично данная концепция была реализована и при создании истребителя пятого поколения Локхид-Мартин F-22 «Рэптор» (также оснащенного системой УВТ), у которого некоторое повышение маневренных характеристик на сверхзвуковой и дозвуковой скоростях сочетается со сверхзвуковой крейсерской скоростью и существенным снижением радиолокационной заметности. Следует отметить, что термин «сверхманевренность» был введен на Западе во второй половине 80-х гг. и имел весьма произвольное толкование, сводящееся в основном к способности самолета сохранять устойчивость и управляемость на закритических углах атаки.
В основе современной концепции истребителя пятого поколения, заявленной на многих авиационных выставках и показах, также лежат принципы кардинального улучшения маневренности в воздушном бою в сочетании с резким снижением радиолокационной и тепловой заметности.
Практическая реализация этой концепции стала возможной благодаря ряду принципиальных научно-технических достижений в областях аэродинамики, двигателестроения, радиоэлектроники и др. Новые аэродинамические схемы и компоновки летательных аппаратов, появление возможности непосредственного управления боковой и подъемной силами, вектором тяги двигателя, а также создание систем управления, которые уже не корректируют, а формируют летательный аппарат как объект управления, обеспечили истребителю пятого поколения значительно более высокий уровень подвижности — «сверхманевренность». Отечественные специалисты под этим термином понимают совокупность таких свойств летательного аппарата, как возможность раздельного управления угловым и траекторным движением (раздельное управление векторами перегрузки и собственной угловой скорости ЛА), а также возможность выполнения пространственных маневров с большими величинами угловых скоростей, углов атаки (более 90°) и скольжения, на малых (близких к нулевым) скоростях.
Большой объем исследований по изучению и моделированию аэродинамики и динамики полета на «сверхманевренности» был проведен специалистами ЦАГИ в 80-90-е гг. О значимости этой работы говорит тот факт, что большая группа ее участников была удостоена премии им. Н.Е.Жуковского.
Несмотря на то, что «сверхманевренность» рассматривалась как одна из основ концепции перспективных истребителей, в 90-х гг. — в значительной степени под влиянием экономических и политических факторов — появились высказывания о нецелесообразности дальнейшей борьбы за повышение маневренных характеристик перспективных боевых самолетов. При этом делаются ссылки на чрезмерные затраты, вызванные усложнением конструкции и не приводящие к заметному увеличению боевой эффективности авиационного комплекса. Утверждается, что совершенствование управляемых ракет сводит на нет значение повышения маневренности самолета.
Сверхманевренный истребитель, по мнению сторонников такого подхода, является весьма дорогостоящей, и в целом бесполезной «игрушкой». Следует заметить, что в определенной мере подобный подход возобладал в США, где пошли на определенное снижение возможностей истребителя F-22A в ближнем маневренном воздушном бою (по словам Томаса Бербэйджа, генерального менеджера программы, «если самолету F-22A придется вступить в ближний воздушный бой с перегрузкой девять, значит нами допущена какая-то ошибка»), а также заложили в требования к перспективному легкому истребителю JSF «маневренность на уровне существующих самолетов четвертого поколения».
Наличие столь широкого спектра мнений о пользе «сверхманевренности» обусловливается, по всей видимости, отсутствием системного подхода к анализу ее влияния на боевую эффективность истребителя.
Исходными при создании авиационной техники являются не средства, а цели, для достижения которых она разрабатывается. Исходя из целей, ради которых создается современный истребитель, можно сделать вывод о том, что собственно самолет можно рассматривать как боевую платформу для доставки оружия и обеспечения условий его высокоточного применения. Все остальные задачи являются хотя и важными, но не основными (т.е. несистемообразующими). Следовательно, в рамках системного подхода необходимо рассматривать единую целенаправленную систему «самолет — оружие -бортовой комплекс — экипаж», которую можно назвать «авиационный боевой комплекс» (АБК). Результаты системного анализа позволяют сделать вывод о том, что в последние годы сложился ряд противоречий между летно-техническими характеристиками самолета, возможностями бортового комплекса, оружия и экипажа. Это, в свою очередь, приводит к нерациональному использованию возможностей отдельных элементов АБК и, как следствие, к снижению его эффективности.
Одним из наиболее перспективных направлений преодоления возникших противоречий является реализация интерактивных методов прицеливания и управления самолетом и оружием, разработанных в рамках единой концепции и ориентированных на максимальное использование маневренных и «сверхманевренных» возможностей летальных аппаратов и их экипажей при действии как по воздушным, так и по наземным целям.
Бытует мнение, что «сверхманевренность» повышает эффективность истребителя лишь в ближнем воздушном бою, относительная вероятность которого, по ряду оценок, неуклонно снижается (вспомним высказывание Т.Бербэйджа). Оставляя в стороне справедливость этих прогнозов, можно утверждать, что «сверхманевренность» может обеспечить победу и при ведении боя на больших дальностях, вне визуального контакта противников.
Эффективность истребителя при ведении дальнего группового воздушного боя в значительной степени определяется способностью опережать противника в применении оружия, а также интенсивностью нанесения ракетного удара. Опережение достигается главным образом за счет увеличения дальности обнаружения и захвата воздушной цели, улучшения энерго-баллистических характеристик ракет, оптимизации методов их наведения, а также разгонно-скоростных характеристик летательного аппарата. Так, увеличение скорости истребителя в момент пуска в полтора раза с последующим интенсивным динамическим торможением (элемент сверхманевренности, обеспечивающий срыв наведения ракет противника) позволяет увеличить эффективность авиационного комплекса в 1,5-2,0 раза.
Эффективность поражающего действия УР класса «воздух-воздух» зависит от их точностных характеристик, условий подхода ракеты к цели, типа боевой части, характеристик взрывателя, степени уязвимости неприятельских самолетов. Исследования показали наличие рациональных (гарантированных) зон применения ракет, в которых обеспечивается максимальная реализация возможностей ракетного оружия. Эти зоны зависят от противодействия противника и ряда других факторов, определяющих эффективность авиационного комплекса в дальнем групповом воздушном бою.
Данный факт обусловил необходимость как совершенствования приемов и способов применения УР «воздух-воздух», обеспечивающих максимальную реализацию их возможностей, так и отработки противоракетных маневров истребителя за счет использования режимов «сверхманевренности».
Рост маневренных возможностей истребителей четвертого поколения обусловил изменение ряда характеристик ближнего воздушного боя — его пространственного размаха, диапазона высот и скоростей, продолжительности боевого контакта. В современном ближнем групповом воздушном бою уже не обязателен выход истребителя в заднюю полусферу цели. Сегодня стали возможными пуски ракет с тепловой головкой самонаведения на встречных курсах, причем по мере совершенствования оружия и прицельных систем доля таких атак возрастает. Если раньше — при столкновении самолетов второго или третьего поколений — н а и б о л ь ш а я часть пусков ракет в ближнем воздушном бою приходилась на диапазон курсовых углов цели 180-120°, то сейчас пуски распределяются по всей области пространства вокруг самолета противника, причем их количество в диапазоне курсовых углов 120-60° (48%) превышает количество пусков в диапазоне углов 180-120° (31%). Помимо расширения возможностей применения оружия по условиям курсового угла цели, современные ракеты с ТГС позволяют осуществлять пуск в широком диапазоне углов целеуказания (курсовых углов истребителя). В современном бою только четверть УР запускается при углах целеуказания менее 10°, а остальная часть пусков выполняется с углами целеуказания 10-30° и более.
Расширение возможностей оружия значительно увеличило долю ситуаций, при которых возникают условия для его применения. Сокращается среднее время от момента завязки боя до поражения одного из его участников. Участились ситуации, близкие к дуэльным, когда разница во времени применения противниками оружия составляет лишь несколько секунд. Все это повышает в современном ближнем маневренном воздушном бою роль факторов, способствующих упреждению противника в открытии огня. К таким факторам в первую очередь относятся: высокие характеристики неустановившегося маневрирования истребителя, угловая скорость целеуказания, время захвата цели ГСН, а также время схода ракеты с пусковой установки.
Опыт локальных войн последнего времени показывает, что рост скорости неустановившегося разворота обусловил снижение средней скорости воздушного боя. Это связано с необходимостью быстрого выхода самолета на режим с максимальной угловой скоростью. По сравнению с истребителями третьего поколения у машин четвертого поколения средняя скорость ближнего маневренного воздушного боя на 150-200 км/ч меньше. Несмотря на это, средний уровень перегрузок, с которыми маневрируют современные самолеты, не только не сократился, а даже несколько возрос. Снижение средней скорости и возрастание перегрузок привели к сокращению пространства, на котором протекает ближний воздушный бой: если самолеты третьего поколения имели средний радиус маневрирования порядка 2000 м, а сам бой двух пар истребителей протекал, как правило, на пространстве 10…15 х 10…15 км при средней разнице минимальных и максимальных высот 6…8 км, то истребители четвертого поколения маневрируют со средним радиусом 800…1000 м, а пространство маневрирования сократилось до «кусочка неба» 4…6 х 4…6 км при диапазоне высот 4 км.
Уменьшение размеров «поля боя» при росте маневренности истребителей привело к увеличению скоростей относительного углового перемещения соперников. Это явилось причиной повышения доли кратковременных ситуаций, в которых имеется возможность применения оружия по параметрам разрешенной дальности, курсовых углов цели и истребителя. Однако дефицит времени и высокая угловая скорость визирования затрудняют прицеливание и пуск ракет. Выход из создавшейся ситуации видится в кратковременном достижении высокой угловой скорости разворота (вновь
«сверхманевренность»!).
Возрастание разгонных характеристик истребителей, рост дальности пуска ракет класса «воздух-воздух» и вероятности атак с передней полусферы сократили время сближения самолетов в ближнем маневренном воздушном бою. Это «сжало» и промежуток времени от момента обнаружения цели до ее поражения, что, в свою очередь, уменьшило и среднюю продолжительность такого боя. Поэтому из всех частных характеристик маневренности в ближнем воздушном бою важнейшую роль приобретает угловая скорость и радиус разворота, влияющие на быстроту занятия положения для атаки и упреждение противника в применении оружия.
Таким образом, одним из важнейших направлений повышения эффективности боевого применения современных авиационных боевых комплексов стала борьба за наиболее полное использование маневренных характеристик самолета.
Применение режимов сверхманевренности в ближнем воздушном бою позволяет существенно повысить эффективность УР малой дальности в пределах ближней границы области возможных пусков. Оценка условий применения оружия при выполнении тактических приемов с торможением на закритических углах атаки показывает, что ориентация ГСН ракеты в направлении цели, позволяющая произвести целеуказание и захват, может осуществляться на участке больших углов атаки. Однако малое располагаемое время и высокие угловые скорости изменения угла тангажа практически исключают такую возможность при существующих ограничениях прицельной системы и ракет.
Следует заметить, что одним из недостатков тактических приемов с торможением на закритических углах атаки является потеря энергии, ограничивающая на некоторое время возможности интенсивного маневрирования. В целях уменьшения времени разгона после торможения при достаточном запасе высоты могут быть использованы маневры «Переворот, Кобра» и «Полупереворот, Кобра». При этом атакуемый истребитель выполняет часть переворота (полупереворота) в сторону атакующего, а затем на нисходящей траектории производит резкое торможение на закритических углах атаки, приводящее к энергичному проскакиванию противника вперед. Обороняющийся в этом случае оказывается в выгодном положении для применения оружия и, кроме того, имеет возможность на снижении быстро увеличить скорость для дальнейших маневров.
Отдельные элементы «сверхманевренности» уже были успешно применены при ведении учебных воздушных боев, в том числе и с самолетами ВВС зарубежных стран. В качестве примера можно привести воздушный бой, проведенный 16 сентября 1995 г. в ходе совместных российско-южноафриканских учений на территории ЮАР. Вот как описывает его один из его участников, начальник Центра боевого применения и переучивания летного состава фронтовой авиации генерал-майор А.Н.Харчевский: «В первом воздушном бою, который я провел на истребителе МиГ-29 с самолетом «Чита» D (усовершенствованный вариант истребителя IAI «Кфир» С.7, созданный в ЮАР в конце 80-х гг.), пилотировавшимся симпатичным парнем по фамилии Казино, я убедился, что южноафриканский летчик владеет своим истребителем в совершенстве. Он не боялся потерять скорость, великолепно ориентировался…. На чем я его сразу «купил» — это на «Колоколе» — фигуре, позволяющей быстро получить тактическое преимущество. При этом «Чита» проскочила вперед, я свалился на нее сверху, а мой противник не сразу понял, что произошло. Риск с моей стороны все же был: ведь потеря скорости в воздушном бою, как правило, равносильна потере преимущества. Но если грамотно применять «Колокол», буквально за 20 секунд можно завоевать полное преимущество в бою». Как говорится, комментарии излишни…..
Маневренные характеристики самолетов существенно влияют и на эффективность поражения наземных целей. Вследствие навигационных ошибок, случайности процессов обнаружения, опознавания и захвата, положение самолета относительно наземной цели в момент ее обнаружения также случайно. Однако существует определенная область воздушного пространства, в котором возможна атака с ходу, обеспечивающая наибольшую эффективность нанесения удара. Размеры зоны возможных атак (ЗВА) зависят от особенностей бортового оружия, поля зрения обзорно-прицельных систем, возможностей экипажа по просмотру местности, а также маневренных характеристик самолета. Увеличение маневренности позволяет расширить ЗВА (а, следовательно, и вероятность атаки с ходу) за счет уменьшения радиуса разворота. Использование элементов «сверхманевренности» — динамического торможения и маневрирования на скорости 200-400 км/ч — позволяет значительно увеличить дальность обнаружения цели и существенно уменьшить минимальную дальность применения оружия.
Однако «сверхманевренность» требует разработки и освоения новых тактических приемов и способов поиска и атаки наземных объектов, особенно при применении неуправляемых средств поражения. Выход на наземную цель, подготовка к ее атаке и сама атака производятся, как правило, в условиях одновременного преодоления объектовой ПВО противника. Это, с одной стороны, вызывает необходимость интенсивного противовоздушного маневрирования, а с другой — накладывает ограничения на тактику самого удара. Как в самолетных, так и в наземных РЛС систем ПВО в настоящее время применяется импульсно-доплеровский режим работы. Это обусловливает существование так называемых зон «слепых» скоростей сближения, на которых радиолокационные станции теряют цель. При интенсивном изменении противником скорости и направления движения («скачки» по скорости и координате) в системе автосопровождения ЗРК неизбежны длительные переходные процессы, характеризующиеся резким возрастанием ошибок и потерей устойчивости работы. Таким образом, интенсивный маневр, который может быть дополнен постановкой радиоэлектронных помех, существенно снижает эффективность наземных средств ПВО противника.
Основными направлениями реализации элементов «сверхманевренности» при решении ударных задач являются: применение управляемых средств поражения большой и средней дальности (ракет и планирующих авиабомб) со сложных видов маневра с минимальным входом в зону поражения ЗРК противника; снижение вероятности автосопровождения цели РЛС ЗРК за счет интенсивного маневрирования, приводящего к эффекту «скачка по скорости»; снижение вероятности попадания зенитной ракеты в самолет при появлении эффекта «скачка по координате», появлении флуктуационных ошибок и «раскачки» системы управления ЗУР, а также использовании углов закрытия местности и «мертвых зон» ЗРК при атаке цели неуправляемыми средствами поражения.
Однако для того, чтобы «сверхманевренность» «заработала» как реальное средство повышения эффективности авиационных боевых комплексов, должна быть проделана большая и многоплановая работа. В частности, требуется отработка вопросов безопасности отделения авиационных средств поражения от самолета при больших углах атаки и скольжения. Особенности боевого применения «сверхманевренных» истребителей обусловливают необходимость решения ряда психофизиологических проблем, связанных с функционированием летчика. Наконец, нуждаются в углубленной проработке вопросы тактики и управления групповым воздушным боем перспективных «сверхманевренных» истребителей.
Разработка и производство авиационных турбореактивных двигателей (ТРД) сегодня является одной из наиболее наукоемких и высокоразвитых в научном и техническом отношении промышленных отраслей. Созданы, доведены до серийного выпуска и внедрены в массовую эксплуатацию авиационные газотурбинные двигатели четырех поколений.
Современные двухконтурные форсированные двигатели вдвое более экономичны по сравнению с первыми ТРД, имеют в 6-8 раз меньший удельный вес, их надежность возросла многократно, а ресурс увеличился более чем на два порядка. Развитие авиадвигателей основано на комплексе фундаментальных и прикладных исследований в аэро- и термодинамике, материаловедении, прочности и многих других областях. В двухконтурных турбореактивных двигателях (ТРДД) четвертого поколения параметры термодинамического цикла достигли весьма высокого уровня: температура газа перед турбиной доходит до 1650-1700 градусов Кельвина, степень повышения давления в компрессоре - до 40.
Еще более совершенны авиационные двигатели нового, пятого поколения, разработка которых ведется всего лишь в странах, обладающих необходимым научно-техническим и производственным потенциалом. Помимо России, только США, Англия и Франция владеют полным циклом создания и выпуска авиационных ГГД. Недаром атрибутом великой державы в наше время считается способность создавать и производить авиационные газотурбинные двигатели.
В свою очередь авиационное двигателестроение, базирующееся на наиболее передовых технологиях, стимулирует развитие всех тех отраслей промышленности, где требуются компактные, мобильные и хорошо управляемые источники энергии, - наземный и водный транспорт, теплоэнергетика, газоперекачка, технологии сушки, очистки, пожаротушения и т.д.
Мощная научная и производственная инфраструктура авиадвигателестроения в нашей стране, включающая уникальную по возможностями воспроизведения условий скоростного и высотного полета экспериментальную базу для стендовых испытаний, формировалась в течение многих десятилетий. Ныне, в условиях экономического кризиса, объемы опытно-конструкторских работ и выпускаемой продукции отечественного авиадвигателестроения упали в 5 и более раз, а численность работников снизилась практически вдвое. Производственные мощности предприятий используются всего на 10-20%. В структуре цены на двигатель затраты на топливо, материалы и энергию выросли в 1,5-2 раза и составляют более 50%, а доля фонда оплаты труда уменьшилась в 3-5 раз - до 4-6%. Поэтому разработка новых двигателей и модернизация серийных, создание научно-технического задела в обеспечение двигателей следующего поколения требует серьезных усилий организационно-финансового характера со стороны как государства, так и промышленности.
В последние 25-30 лет вышли на первый план ряд факторов, оказывающих сильное влияние на состояние и перспективы мирового авиадвигателестроения. Среди них в первую очередь необходимо отметить рост стоимости, увеличение полных сроков разработки и цены авиадвигателей. Этот период связан с развитием двухконтурного двигателя как основного типа ГТД для до- и сверхзвуковой авиации, в результате освоения которого рентабельность и экологические характеристики воздушного транспорта, боевая эффективность военной авиации были намного улучшены. Рост стоимостных показателей авиадвигателей приобретает экспоненциальный характер, при этом от поколения к поколению становится больше доля поисковых исследований по созданию опережающего научно-технического задела (НТЗ). Так, по ориентировочным данным для авиадвигателестроения США, при переходе от четвертого к пятому поколению она возрастает по затратам с 15% до 60%, а по срокам - почти в 2 раза.
Создание опережающего НТЗ по перспективным авиационным двигателям является приоритетным направлением в национальной научно-технической политике индустриально развитых стран Запада. Раннее выявление для выполнения данной задачи технических проблем и путей их решения позволяет существенно снизить затраты на разработку и сертификацию двигателя. Лидирующее положение при этом имеет рождение новых технологий применительно к двигателям военного назначения как наиболее напряженным по параметрам процесса. Программы НТЗ финансируются в основном из средств государственного бюджета.
ОСНОВА НЫНЕШНИХ УСПЕХОВ
Высокий конструктивно-технологический уровень решений, реализуемых в двигателях для боевой авиации, определяет их авангардную роль в развитии авиационного двигателестроения в целом. Двигатели для маневренных самолетов-истребителей характеризуются наивысшим уровнем технического, прежде всего весового совершенства. Само появление авиационного ГТД в конце 30-х годов и его широкое распространение в 40-50-х годах, начавшееся с истребительной авиации, связано с органическими свойствами ТРД - возможностью увеличения тяговой мощности в полетных условиях.
Развитие самолетов-истребителей характеризуется непрерывным ростом тяговооруженности (отношения веса к тяге) как средства обеспечения маневренных свойств и превосходства в воздухе. Именно это обстоятельство определяет непрерывное ужесточение требований к снижению удельного веса двигателей маневренных машин. Благодаря уменьшению удельного веса двигателей от уровня 0,7-0,8 (ТРД первого поколения) до уровня 0,12-013 (ТРДД четвертого поколения) взлетная тяговооруженность увеличилась от 0,3 у реактивных истребителей первого поколения до величины, превышающей 1 у современных истребителей четвертого поколения.
Освоение уже в 50-х годах сверхзвуковой области скоростей полета привело к необходимости обеспечения многорежимности силовых установок самолетов, требования к которой еще более ужесточаются в связи с тенденцией к обеспечению многофункциональности современных боевых машин. Результатом этого в истребительной авиации является тенденция более быстрого снижения удельного веса двигателя по сравнению с ростом тяговооруженности самолета.
Решение сложнейшей научно-технической задачи создания двигателя, сочетающего столь противоположные требования, как малый удельный вес и многорежимность, сделало необходимым освоить схему двухконтурного ТРД с форсажной камерой (ТРДДФ), отличающегося весьма сложным рабочим процессом. Это, в свою очередь, потребовало разработки:
Принципиально новых конструкционных материалов с высокой удельной прочностью (титановые, жаропрочные порошковые и монокристаллические сплавы и др.);
Высокотемпературных кольцевых камер сгорания и высокоперепадных турбин;
Малоступенчатых регулируемых компрессоров с большой работой в ступени;
Электронных цифровых систем управления, интегрированных с системой технической диагностики.
Создание в 70-80-х годах базовых ТРДДФ четвертого поколения РД-ЗЗ (ЛНПО им. В.Я. Климова), АЛ-31Ф (ОАО "Люлька-Сатурн"), Д-30Ф6 (ОАО "Авиадвигатель") для истребителей - крупное научно-техническое достижение отечественного авиадвигателестроения. Исключительные качества данных образцов (низкий удельный вес, сниженное число ступеней лопаточных машин, широкий диапазон условий эксплуатации, устойчивость компрессоров при полете о большими углами атаки, короткая широкодиапазонная форсажная камера с регулируемым соплом, высокие динамические характеристики и отсутствие ограничений на перемещение рычага управления) позволяют считать их наиболее удачными среди современных двигателей маневренных сверхзвуковых машин, о чем свидетельствует общепризнанный успех МиГ-29, Су-27, МиГ-31. К многорежимным двигателям четвертого поколения относятся и ТРДДФ НК-25, НК-32 (ОАО СНТК им. Н.Д. Кузнецова) для самолетов дальней и стратегической авиации - самые мощные в мире.
Отечественные сверхзвуковые многорежимные ТРДДФ четвертого поколения появились при научном обеспечении и непосредственном участии ЦИАМ.
В двигателях нового пятого поколения для маневренных сверхзвуковых самолетов тенденции развития многорежимного ТРДДФ малого веса дополнены новыми требованиями - обеспечение сверхзвукового крейсерского полета, снижение заметности, отклонение вектора тяги при высокой надежности и большом ресурсе. В связи с проблемой закупок на передний план выдвигается задача установления соответствия стоимости двигателя и затрат на его эксплуатацию покупательной способности заказчика.
В 80-х годах В ОАО "Люлька-Сатурн" были начаты работы над ТРДДФ пятого поколения АЛ-41Ф для нового многофункционального истребителя. Концепция и технический облик двигателя нового поколения разработаны на основе поисковых исследований, выполненных совместно ЦИАМ и конструкторскими бюро.
ВКЛАД ИНСТИТУТА
В 80-х годах отечественное двигателестроение вплотную занялось НТЗ, причем данный труд по своим масштабам не уступал зарубежным программам. Однако существенное сокращение бюджетного финансирования привело к отставанию в разработке двигателя пятого поколения и обусловило низкие темпы создания НТЗ для двигателей шестого поколения. Проводимые в ЦИАМ работы по созданию экспериментального НТЗ для двигателей следующего поколения являются приоритетными в тематике института, но из-за недостаточного выделения средств выполняются в ограниченном объеме и низкими темпами. Продолжение этой тенденции приведет к катастрофическому отставанию в развитии отечественных двигателей от мирового уровня.
Современная методология создания двигателей опирается на интеграцию систем трехмерного моделирования, компьютерного проектирования и автоматизированного изготовления, что создает основу для сокращения доли наиболее дорогой компоненты "доводки" - его отработки на опытных образцах. В ЦИАМ внедрены трехмерные методы расчета нестационарных вязких течений на основе решения уравнений Навье-Стокса и обратных задач оптимизации элементов, многодисциплинарные подходы к исследованию газодинамики и теплообмена в дисковых полостях, анализу измерения зазоров в двигателе и решению ряда других проблем. Получило развитие моделирование нестационарных процессов для анализа процессов потери газодинамической устойчивости и флаттера в компрессорах и т.д.
Одной из наиболее сложных является задача освоения высоких температур газа. Применение монокристаллических лопаток с проникающим охлаждением находится в ряду перспективных направлений создания турбин, работающих при температуре газа 2000-2200 градусов Кельвина. ЦИАМ обладает комплексом технологий, необходимых для успешного создания перспективной рабочей лопатки турбины высокого давления. Совместно с ВИАМ и ГНПП "Салют" проводятся исследования по оптимизации конструктивно-технологических решений.
В ЦИАМ разработана высокотемпературная (до 2100 градусов Кельвина) модульная камера сгорания для двигателей с повышенным ресурсом и низким уровнем эмиссии вредных веществ. Многократное увеличение ресурса обеспечивается применением двухстенной перфорированной или сегментной жаровой трубы, что способствует также снижению неравномерности поля температуры на выходе из камеры, турбины.
Один из факторов, обеспечивающих "доступность" двигателя, - уменьшение числа его деталей путем снижения числа ступеней лопаточных машин, что удешевляет цену производства и ремонта.
Развитие компрессоров авиационных двигателей идет в направлении увеличения аэродинамической нагрузки на ступени, благодаря чему уменьшается их число. В то же время обостряется проблема обеспечения вибрационной прочности лопаточных машин из-за таких факторов, как повышение напорности ступеней и применение конструкций с низким демпфированием (моноколеса - "блиски" с лопатками малого удлинения). Для решения проблемы вибрационной прочности разработаны оригинальные методы бесконтактной диагностики колебаний, позволяющие идентифицировать причину их возникновения (резонанс, флаттер, вращающийся срыв).
Разработка и внедрение новых материалов и конструктивно-технологических решений являются решающим фактором в создании двигателей нового поколения. ЦИАМ совместно с Всероссийским институтом авиационных материалов, некоторыми технологическими институтами и ОКБ разработал программу критических (ключевых) технологий, предусматривающую создание высокоэффективных элементов и узлов двигателей на основе использования высокопрочных титановых и никелевых сплавов (монокристаллических, порошковых, интерметаллидов и др.), композиционных материалов, прогрессивных методов литья, сварки, прессования, нанесения покрытий и т.д.
В перспективных системах автоматического управления (САУ) двигателей будут использоваться "интеллектуальные" датчики, исполнительные механизмы и устройства для дозирования топлива, содержащие встроенные процессоры, которые осуществляют первичную обработку и коррекцию данных. При этом упрощается интеграция САУ с системами самолета и системой контроля и диагностики, уменьшается масса соединительных линий и повышается надежность всей системы.
Разработка и внедрение экономически эффективных методов эксплуатации при обеспечении безопасности полетов является важнейшей задачей отечественного двигателестроения. Ее решение основывается на совершенствовании методов управления ресурсами двигателя. Значительные резервы увеличения ресурса связаны с эксплуатацией двигателей по техническому состоянию, где ключевую роль играет совершенствование систем технической диагностики, основными направлениями которого являются реализация в бортовых системах алгоритмов прогнозирования возникновения отказов и автоматизация принятия диагностических решений.
Создание семейств двигателей различной тяги (мощности) и назначения на основе базового изделия и его газогенератора является также одним из наиболее важных путей снижения стоимости жизненного цикла (СЖЦ) и повышения "доступности". Преимущества от унификации за счет создания семейств двигателей проявляются на всех этапах жизненного цикла.
Для реализации этого подхода необходимо наличие у базового двигателя "запаса на развитие", обоснованный выбор которого также осуществляется на основе накопленного НТЗ. Пути всемерного сокращения затрат лежат в основе разработок современной методологии создания двигателей, проводимых в ЦИАМ совместно с промышленностью.
Практика показывает, что современные самолеты состоят на службе не менее 25-30 лет. Расширение в течение этого периода функций, объема и сложности выполненных ими задач обусловливают возрастание взлетного веса машин. Для сохранения и увеличения тяговооруженности необходимо соответствующее увеличение тяги как основного условия обеспечения эксплуатационных характеристик и маневренности. Поэтому одним из актуальных направлений развития семейства является создание модификаций с большей тягой при габаритных ограничениях, налагаемых требованиями взаимозаменяемости с исходной (базовой) моделью двигателя. Это делает необходимым применение новых конструктивно-технологических решений, присущих двигателям нового поколения. Таким образом, и в случае модернизации необходим НТЗ, использование новейших достижений по линии которого придает новой модификации черты двигателя следующего поколения, но при этом ее создание обходится намного дешевле разработки совершенно нового двигателя той же тяги.
ПУТЬ К ШЕСТОМУ ПОКОЛЕНИЮ
Двигатели шестого поколения для боевой авиации, создание которых следует ожидать в 2010-2015 гг., по отношению к пятому поколению должны обладать рядом характеристик, придающих качественно новый уровень боевому самолету. К ним относятся уменьшение удельного веса двигателя в 1,4-2 раза, удельного расхода топлива - на 15-30%, повышение надежности на 60-80%, обеспечение ресурса двигателя, соответствующего 0,5-1 ресурса планера, снижение в 2-3 раза трудоемкости обслуживания и, в совокупности, - более низкое СЖЦ.
Высокий уровень весового и эксплуатационного совершенства двигателя шестого поколения должен быть обеспечен путем реализации в его конструкции предельно высокой температуры газа перед турбиной (2300-2400 градусов Кельвина), применения композиционных материалов для изготовления основных узлов двигателя, интегральной САУ на основе электропривода, "сухой" подвески роторов, принципиально новых технологий изготовления узлов.
Осуществление в США на госбюджетной основе национальной программы ключевых технологий авиадвигателестроения IНРТЕТ, а также развивающих и дополняющих ее иных программ с ориентировкой на глобализацию присутствия американской военной авиации около 2015 г. имеет конечной целью достижение монопольного положения авиатехники и моторостроения Соединенных Штатов в ближайшие десятилетия при вытеснении с рынка производителей авиатехники иных стран, в том числе России, и в первую очередь отечественного авиадвигателестроения - ключевой отрасли авиапромышленности.
Необходима четкая концепция развития отечественного авиадвигателестроения как непременной составной части общей концепции развития авиации нашей страны в виде единого взаимосвязанного комплекса, обеспечивающего разработку, производство и эксплуатацию авиатехники военного назначения и воздушного транспорта. Развитие авиадвигателестроения должно базироваться на принципах сбалансированного, обеспечивающего национальные приоритеты сочетания работ в направлениях модернизации существующих и создания новых двигателей, планомерного накопления НТЗ для двигателей следующего поколения. Необходимо государственное регулирование стоимости топливно-энергетических и материальных ресурсов. Должно быть законодательно закреплено осуществление государственной политики, направленной на поддержку отраслей, использующих высокие технологии. Паритетность и конкурентоспособность двигателей - как новых, так и модернизируемых - будут во многом определяться достижениями в области перспективных ключевых технологий - важнейшей составляющей научно-технического потенциала.
Маневренность самолета - это его способность изменять за определенный промежуток времени свое положение в пространстве (направление, скорость и высоту полета), т. е. совершать эволюции, маневрировать в воздухе. Маневренные свойства самолета зависят от ряда факторов: аэродинамические и прочностные ограничения, располагаемая тяга двигателей, полетный вес и др. Эксплуатационная маневренность самолета определяется его управляемостью, приемистостью двигателей, быстротой включения реверса тяги, быстротой отклонения закрылков, щитков, спойлеров.
Управляемость самолета - это его способность изменять режим
полета по воле пилота (при отклонении им рычагов управления). При этом движения рычагов управления должны быть простыми и сопровождаться небольшими, но хорошо ощущаемыми на них усилиями.
Устойчивость самолета - способность его самостоятельно, без вмешательства пилота, сохранять заданный режим полета и возвращаться к исходному равновесию после прекращения действия внешних возмущений. Иначе говоря, устойчивость, по определению Н. Е. Жуковского, можно понимать как «прочность» равновесия.
Самолет должен быть устойчив относительно всех трех осей. Хорошие характеристики устойчивости необходимы для лучшей управляемости самолета. У устойчивого самолета более простые движения рычагами управления и меньше общая затрата нервной и мускульной энергии пилота на управление.
Для удобства рассмотрения устойчивость условно подразделяют на статическую устойчивость - свойство самолета обнаруживать тенденцию к восстановлению нарушенного равновесия в начальный момент времени и динамическую устойчивость - свойство самолета без вмешательства пилота восстанавливать исходный режим полета через некоторое время после прекращения действия возмущения.
Наличие статической устойчивости является необходимым, но недостаточным условием динамической устойчивости самолета.
Продольную статическую устойчивость разделяют на устойчивость по перегрузке - способность самолета самостоятельно, без вмешательства пилота, сохранять перегрузку исходного режима полета и на устойчивость по скорости - способность самолета самостоятельно, без вмешательства пилота, сохранять скорость исходного режима полета.
В случае полета со скольжением у самолета возникают путевой (относительно оси О у) и поперечный (относительно оси Олс) статические моменты. У самолета, обладающего путевой (флюгерной) устойчивостью, возникающий при скольжении момент стремится уничтожить скольжение. У поперечно устойчивого самолета возникающий при скольжении момент стремится накренить самолет в сторону, обратную скольжению. Накренение самолета вызывает разворот в сторону крена и способствует, таким образом, уничтожению скольжения.
Путевая устойчивость самолета обеспечивается в основном вертикальным оперением. Чем больше площадь всех вертикальных поверхностей (киль, форкиль, шайбы, гребни и др.) и чем больше плечо этих поверхностей до центра тяжести самолета, тем лучше путевая устойчивость самолета.
Поперечная устойчивость самолета обеспечивается углом поперечного V крыла и высотой киля. Чем больше угол поперечного V крыла и чем выше киль, тем лучше поперечная устойчивость самолета. Увеличение стреловидности крыла также способствует повышению поперечной устойчивости самолета.
У самолетов со стреловидными крыльями поперечная устойчивость в значительной мере зависит от угла атаки, возрастая по мере его увеличения.
Самолет с большой степенью поперечной устойчивости отвечает энергичным кренением на возникновение скольжения. При избыточной поперечной устойчивости существенно усложняется пилотирование в случае полета в болтанку и при возникновении несимметричной тяги.
Однако пилот в основном оценивает не проявление поперечной и путевой устойчивости в отдельности, а их совокупность. Одновременное проявление путевой и поперечной устойчивости рассматривается как боковая устойчивость самолета. Боковая устойчивость предусматривает определенную зависимость между путевой и поперечной устойчивостью.
При больших значениях величины у, поведение самолета оценивается как неудовлетворительное, т. е. возникновение скольжения сопровождается резким кренением и, как следствие, разбалтыванием самолета. Самолет попеременно кренится и рыскает из стороны в сторону.
Хорда условного прямоугольного крыла, имеющего при равных углах атаки одинаковые с крылом рассматриваемого самолета величины полной аэродинамической силы и продольного момента, называется средней аэродинамической хордой (САХ). Величина и положение САХ для каждого самолета указаны в техническом описании.
Так как самолет в воздухе вращается вокруг центра тяжести, то положение центра тяжести (центровка) оказывает существенное влияние
Выход центровки за установленный для данного типа самолета диапазон недопустим. Чрезмерное смещение центровки назад (за установленные ограничения) вызовет сначала ухудшение устойчивости самолета по перегрузке, а затем может привести к появлению неустойчивости. Однако и излишне передняя центровка затрудняет управляемость самолета и может привести к «нехватке руля» при посадке.
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.