3.12.9. Самолёт ан-28

Данные самолёта АН-28:

Размах крыла, м   22.0

Длина самолета,м   13.0

Высота самолета,м   4.6

Площадь крыла,м2   39.7

Взлётная масса до 1750 кг

Модификация: Масса, кг  

  пустого самолета   3500

  нормальная взлетная   5600

  максимальная взлетная   6500

Длина разбега при максимальной

взлётной массе 260 м

Длина пробега при посадке 170м

Силовая установка – 2ТВД 10С 2х950 л.с.

Масса топлива 1812 л

Модификация:

Тип двигателя   2 ТВД ОМКБ Марс ТВД-10Б (С)

Мощность, л.с.   2 х 960

Максимальная скорость, км/ч   350

Крейсерская скорость, км/ч   335

Практическая дальность, км   1500

Внутреннее топливо, кг   1529

Дальность действия, км   560

Практический потолок, м   9000

Экипаж, чел   1-2

Полезная нагрузка:   до 18 пассажиров или 2000 кг груза

В таких самолётах крыло разгружается за счёт внешнего подкоса, идущего под углом от крыла к фюзеляжу.

Рис. 3.425 Самолёт АН-28

Самолет АН-28 представляет собой дальнейшее развитие легкого многоцелевого самолета АН-14 Пчелка, разработанного ОКБ O.K. Антонова в 1958 году. При сохранении схемы подкосного двухдвигательного моноплана, новый самолет отличается от своего предшественника прежде всего более длинным фюзеляжем, силовой установкой и газотурбинными двигателями вместо поршневых, крылом и разнесенным двухкилевым хвостовым оперением новой конструкции. Самолет предназначен для воздушных перевозок на короткие расстояния личного состава или грузов общей массой до 1750 кг. Первый полет опытного образца самолета состоялся в сентябре 1969 года, серийное производство было начато в 1983 году по лицензии на польском заводе PZL.

Самолет имеет цельнометаллическую конструкцию, фюзеляж - типа полумонокок. В передней части фюзеляжа находится двухместная кабина экипажа, доступ в которую обеспечивается через дверь, находящуюся слева по борту. Доступ в расположенную за кабиной экипажа грузовую кабину возможен через двухстворчатую дверь, открываемую наружу и размещенную в заданной части фюзеляжа. В грузовой кабине грузопассажирского варианта самолета смонтированы откидные сиденья, на которых могут разместиться 15-18 человек. Кабина легко переоборудуется в грузовую, в ней могут быть установлены носилки с ранеными или смонтирована специальная аппаратура.

Особенностью самолета является двухлонжеронное крыло большого размаха, которое размещено в верхней части фюзеляжа и укреплено профилированными подкосами. Оно оборудовано автоматическими и управляемыми закрылками и элеронами. Крыло такой конструкции обеспечивает самолету крутую траекторию взлета и посадки, устойчивое планирование на малых скоростях и больших углах атаки. Благодаря наличию усиленного трехстоечного шасси самолет с этим крылом может эксплуатироваться на грунтовых взлетно-посадочных площадках. Длина разбега при взлете самолета с максимальной взлетной массой составляет 260 м, длина пробега при посадке - 170 м. Колесное шасси может быть заменено на лыжное.

Под крылом самолета в мотогондолах установлены газотурбинные двигатели ТВД-10С со взлетной мощностью 950 л. с. Запас топлива в двух интегральных крыльевых топливных баках составляет 1812 л.

Транспортно-десантная модификация самолета имеет обозначение Ан-28Б1. В начале 90-х годов польскими конструкторами разработана модификация морского патрульного самолета Ан-28В1К, оборудованная РЛС польского производства. Антенна РЛС установлена в обтекателе под фюзеляжем.

Существует модификация Ан-28 Сафари - вариант с американскими двигателями Пратт-Уитни PT6A-65B, воздушными винтами фирмы Харцелл и электронным оборудованием фирмы Бендикс-Кинг.

ПРИЛОЖЕНИЕ

ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ О КРЫЛЕ

КРЫЛО

Аэродинамические щитки – наиболее простой вид механизации задней кромки крыла.

Они представляют собой отклоняемые вниз части нижней поверхности крыла, расположенные у задней кромки.

Увеличение подъемной силы при отклонении щитка происходит за счет изменения эффективной кривизны профиля крыла, что повышает давление под крылом и разрежение над крылом.

Наиболее распространенным видом механизации задней кромки крыла в настоящее время являются выдвижные многощелевые закрылки.

На рисунке показан двухщелевой закрылок, применение которого повышает несущую способность крыла за счет увеличения кривизны профиля, площади крыла и более плавного обтекания крыла, что обусловлено перетеканием воздушного потока через щели между крылом, дефлектором (от лат. deflecto – отклоняю, отвожу) и собственно закрылком.

Для обеспечения возможности полета на больших углах атаки применяется механизация передней кромки крыла, например предкрылок – выдвигающийся вперед профилированный носок крыла.

Благодаря перетеканию потока с нижней поверхности крыла через щель за предкрылком ускоряется поток, обтекающий верхнюю поверхность крыла, и срыв затягивается до больших углов атаки.

Для незначительного изменения крена самолета в процессе управления, а также для сокращения длины пробега при посадке помимо реверса тяги двигателя применяют интерцепторы.

Интерцепторы (лат. interceptor, от intercipio – перехватываю, отбиваю, пересекаю) – плоские пластины, расположенные на верхней поверхности крыла, как правило в центральных или концевых частях, в нерабочем положении утоплены "заподлицо" с поверхностью крыла.

Струйная механизация передней и задней кромок крыла

Использование средств взлетно-посадочной механизации с принудительным выдувом (струйной механизации) позволяет обеспечить выполнение весьма жестких требований ТЗ по взлетно-посадочным характеристикам.

В качестве примеров таких средств можно отметить выдув струй, направленных по касательной к поверхности крыла при отклоненном носке 1 и закрылке 2. Сжатый воздух, отбираемый от компрессора двигателя, по воздушным каналам подается в каналы 3 и 4, идущие вдоль размаха крыла и имеющие щелевые сопла 5, обеспечивающие выдув воздуха и увеличение кинетической энергии потока, обтекающего крыло.

Реактивный закрылок

Струйный (реактивный) закрылок – это плоская струя 1 сжатых газов, вытекающих с большой скоростью из узкой щели 2, расположенной вдоль задней кромки крыла.

Струя затрудняет обтекание крыла снизу, в результате чего под крылом повышается давление; в то же время за счет подсасывающего влияния струи скорость потока над крылом увеличивается, а давление уменьшается, как и при отклонении обычного закрылка. Кроме того, за счет реакции вытекающих газов струйный закрылок создает дополнительную силу R, составляющая Y которой увеличивает подъемную силу крыла, а составляющая P является дополнительной силой для преодоления лобового сопротивления.

Теоретически энергетические методы механизации позволяют реализовать на взлетно-посадочных режимах коэффициент подъемной силы = 10…15, однако из-за отмеченных выше сложностей и проблем при создании таких систем (главная из которых – практическая невозможность сбалансировать пикирующий момент) они не получили пока широкого распространения.

Обдув крыла струей двигателя. Эффект Коанда

Компоновочными мероприятиями можно обеспечить обдув части верхней (рис. а) или нижней (рис. б) поверхности крыла струями реактивных двигателей. Прирост подъемной силы крыла создается за счет отклонения струи вниз при отклонении закрылков и интенсификации обтекания закрылков.

В первом случае (а) реализуется так называемый эффект Коанда (по имени румынского ученого и изобретателя) – прилипание струи к искривленной поверхности крыла.

Заданные условия базирования и эксплуатации летательного аппарата накладывают существенный отпечаток на его облик.

Концы крыла, отклоняемые вниз на сверхзвуковых скоростях, уменьшают сдвиг фокуса крыла назад и, как следствие, снижают потери качества на балансировку.

Кроме того, работая как кили, они обеспечивают дополнительную путевую устойчивость, которая становится весьма критической на больших скоростях.

Самолет с крылом изменяемой стреловидности (геометрии) позволяет в какой-то мере приблизиться к "оптимальной" аэродинамической компоновке.

В зависимости от режима полета консоли крыла 1, поворачиваясь относительно шарниров 2, устанавливаются таким образом, что обеспечивается полет самолета с аэродинамическими характеристиками, приближающимися к наиболее рациональным во всем диапазоне скоростей (чисел M) полета.

Аэродинамические характеристики самолета с крылом изменяемой геометрии как бы огибают кривые зависимостей максимального аэродинамического качества от числа M.

На взлетно-посадочных и дозвуковых режимах полета при минимальном угле стреловидности такой самолет обеспечивает короткий разбег на взлете и пробег при посадке, большую дальность и продолжительность полета.

При умеренных углах стреловидности обеспечивается сверхзвуковой полет на большой высоте.

При больших углах стреловидности крыло практически "сливается" с горизонтальным оперением, образуя несущую систему, аналогичную треугольному крылу малого удлинения, наиболее рациональную для полета с большими сверхзвуковыми скоростями.

Изменение стреловидности при повороте консоли относительно шарнира изменяет и размах, и величины хорд крыла по потоку, т.е. основные параметры крыла (удлинение, относительную толщину и сужение), поэтому поворот консоли относительно шарнира приводит не только к изменению стреловидности, но и к более общему изменению геометрии несущей системы.

Изменение геометрии, особенно изменение стреловидности крыла в полете, связанное с необходимостью перемещать высоконагруженные части самолета (крыло) в полете, приводит к увеличению массы самолета и за счет увеличения массы крыла с шарниром, и за счет увеличения массы приводов и энергосистем. Поэтому при определенных требованиях ТЗ на проектирование самолет с крылом изменяемой геометрии может оказаться менее рациональным, чем самолет с крылом фиксированной (неизменяемой) геометрии.

За счет применения оригинальных конструктивно-компоновочных решений, например, асимметричного крыла изменяемой геометрии в однофюзеляжной (а) или двухфюзеляжной (б) схемах, при которых шарнир менее нагружен, увеличение массы может оказаться не таким значительным. Однако в этой ситуации возникают проблемы с обеспечением устойчивости таких самолетов в условиях косой обдувки (при полете со скольжением).

При некоторых требованиях ТЗ более рациональным может оказаться крыло с неизменной стреловидностью, но с изменяемой в зависимости от режимов полета профилировкой крыла – так называемое адаптивное крыло.

Конструкция такого крыла позволяет плавно (практически без нарушения гладкости контура) отклонять носовую и хвостовую часть крыла, изменяя таким образом кривизну вдоль размаха в зависимости от высоты, числа M полета и перегрузки.

Конфигурация профиля 1 обеспечивает оптимальные характеристики при полете на больших числах M, конфигурация 2 – при крейсерском полете на умеренных скоростях, конфигурация 3 – при маневре с большими перегрузками. В результате поляра 4 самолета с адаптивным крылом представляет собой огибающую поляр, соответствующих различным конфигурациям крыла, и позволяет получить в сочетании с изменяемой стреловидностью крыла оптимальную в широком диапазоне режимов полета несущую систему.

На заре развития авиации применялось изменение формы профиля (так называемое гоширование) для весьма нежестких и малонагруженных крыльев с полотняной обшивкой.

В современных условиях создание адаптивного крыла для самолета, работающего в широком диапазоне скоростей и перегрузок, представляет сложнейшую проблему для конструкторов. Кроме того, изменение геометрии самолета, обеспечивающее оптимальные параметры для каждого режима полета, невозможно без широкого применения автоматики в системах управления.

Первый отечественный палубный истребитель горизонтального взлета и посадки Су-27К поднял в воздух в августе 1987 года летчик-испытатель В.Г.Пугачев.

В ноябре 1990 года В.Г.Пугачев впервые в нашей стране посадил "по-самолетному" Су-27К (Су-33) на палубу авианесущего крейсера "Адмирал Флота Н.Г.Кузнецов" и осуществил взлет с палубы корабля, заканчивающейся трамплином.

В.Г.Пугачев впервые в мире выполнил маневр динамического торможения ("Кобра Пугачева"), демонстрирующий уникальные маневренные возможности тактических самолетов четвертого поколения.

Су-27К – первый в мире серийный самолет интегральной аэродинамической компоновки, выполненной по схеме "триплан" с передним горизонтальным оперением (ПГО) 1, которое совместно с цельноповоротным горизонтальным оперением 2 значительно расширяет маневренные возможности самолета, особенно на больших углах атаки.

Консоли крыла и ц.п.г.о. складываются для уменьшения пространства, занимаемого самолетом на палубе и в лифтах, перемещающих самолет на нижние палубы. Тормозной гак 3 (от голл. haak – крюк) обеспечивает посадку на палубу авианесущего крейсера с помощью натянутых поперек палубы 5 тросов 4 корабельного аэрофинишера.

Значение термина "триплан" со временем изменилось (на рисунке изображен самолет-триплан "КОМТА").

В литературе для описания аэродинамических компоновок, аналогичных компоновке самолета Су-27К, встречается термин "современный триплан".

Под руководством Комиссии по тяжелой авиации был спроектирован, построен и прошел летные испытания единственный в Советской стране тяжелый самолет-триплан "КОМТА".

Первоначальные, не очень "чисто" проведенные продувки модели самолета дали хорошие результаты, однако в процессе летных испытаний выяснилась принципиальная непригодность трипланной схемы с крылом малого удлинения и невозможность получить удовлетворительные ЛТХ.

Форма и радиолокационная незаметность

Для нападения на объекты с сильной системой противовоздушной обороны (ПВО) начали применять тактику ночных налетов.

С появлением радиолокационных станций (РЛС) сначала в наземных системах ПВО, а впоследствии и на самолётах (бортовых РЛС-БРЛС) встала задача уменьшить возможность обнаружения самолета с помощью РЛС.

Самолет 2, летящий на большой высоте по траектории 3 к цели 8, будет обнаружен в точке 4 лучом 5 антенны РЛС 9 системы ПВО на достаточно большом удалении от объекта 8. Более раннему обнаружению самолета препятствуют неровности рельефа местности (возвышенности, горы) 10, которые луч РЛС не может обогнуть. Мощность (дальность) РЛС самолета 2 не позволяет ему в точке 4 обнаружить цель 8, однако бортовые системы самолета, зафиксировав его облучение РЛС системы ПВО, могут расчетными методами обнаружить положение РЛС системы ПВО.

Для нападения на объекты с сильной ПВО начали применять тактику уничтожения РЛС системы ПВО специальными ракетами, запуск которых с борта самолета 2 возможен в точке траектории 4, если достаточна дальность действия ракеты. Начали применять тактику полета самолета 14 к цели на малой высоте по траектории 12 с огибанием рельефа местности. В этом случае самолет 14 будет обнаружен в точке 11 траектории, т.е. на значительно меньшем удалении от цели, что резко повышает вероятность ее поражения.

Стремление обнаружить самолет противника на большом удалении от цели привело к созданию специальных самолетов дальнего радиолокационного обнаружения (ДРЛО).

Самолет дальнего радиолокационного обнаружения 7, патрулирующий на большой высоте в зоне охраняемого объекта, лучом 6 мощной бортовой РЛС может обнаружить самолет противника 2 в точке 1, а низколетящий самолет 14 – в точке 13 , что резко повышает вероятность поражения самолета.

Самолет ДРЛО обеспечивает получение, обработку и передачу информации о воздушной обстановке на наземные, корабельные, самолетные командные пункты; обнаружение наземных (надводных) целей, наведение на них ударных самолетов (кораблей); наведение истребителей-перехватчиков на воздушные цели.

Самолет ДРЛО может использоваться и в сугубо мирных целях: экстренное восстановление связи в районах природных или техногенных катастроф, сбор и обработка информации для экологического мониторинга (от лат. monitor – напоминающий, надзирающий) и т.п.

Самолеты ДРЛО создаются чаще всего на базе серийных пассажирских или транспортных самолетов. Основные особенности аэродинамической компоновки таких самолетов связаны с необходимостью размещения крупногабаритных радиолокационных антенн кругового обзора и обеспечения большой продолжительности полета (до 24 часов).

Одна из возможных схем самолета ДРЛО представлена на рисунке. Внутри установленого на пилонах 1 радиопрозрачного обтекателя 2 размещены антены 3 РЛС и систем опознования и связи.

Вместительный фюзеляж пассажирского или транспортного самолета-прототипа позволяет разместить в нем сложное, тяжелое и габаритное специальное радиоэлектронное оборудование, оборудование обработки (ЭВМ) и передачи информации, дополнительные топливные баки, рабочие места и места отдыха летного экипажа и операторов систем специального оборудования.

По сравнению с наземными (корабельными) РЛС самолет ДРЛО в боевой обстановке обладает следующими преимуществами: практическим отсутствием ограничений дальности обнаружения воздушных целей по высоте полета, высокой мобильностью и, как следствие, меньшей уязвимостью для различных средств поражения.

Самолет F-117A

В июне 1981 года совершил первый полет F-117А (последний поступил на вооружение в 1990 году) – одноместный дозвуковой тактический (ударный) истребитель американской фирмы Локхид (Lockheed), предназначенный для скрытного проникновения на малых высотах через систему ПВО противника и атак стратегически важных наземных объектов военной инфраструктуры (ракетные базы, аэродромы, центры управления и связи и т.п.), для поиска и уничтожения несущих боевое дежурство в воздухе самолетов ДРЛО.

Самолет построен по схеме "бесхвостка" с V-образным вертикальным оперением. Совершенно не характерные для дозвуковых самолетов крыло большой стреловидности (67,5) с острой передней кромкой, очерченный прямыми линиями профиль крыла, граненый фюзеляж, образованный плоскими панелями, расположены таким образом друг относительно друга, чтобы отражать электромагнитные волны в сторону от РЛС противника. Такая форма самолета, построенного по концепции "плоскостей-отражателей", получила название "фасеточной" (от франц. facette – грань).

Расположенные над крылом с обеих сторон фюзеляжа плоские воздухозаборники имеют продольные перегородки из радиопоглощающих материалов. Часть потока холодного воздуха отделяется на входе в воздухозаборники и, минуя двигатели, попадает в экранируемые крылом плоские сопла, нижние панели которых покрыты теплопоглощающими керамическими плитками, что снижает ИК-заметность самолета.

Самолет не имеет внешних подвесок, все вооружение размещено внутри фюзеляжа.

Контуры щелей, образующихся в местах соединения фонаря кабины с фюзеляжем, створки отсеков шасси и вооружения имеют пилообразную форму, что также обеспечивает эффективное рассеяние электромагнитной энергии и предотвращает ее прямое отражение в направлении приемопередающей антенны РЛС противника.

В конструкции самолета широко применены радиопоглощающие и радиоотражающие материалы. В результате этих мер ЭПР самолета при облучении его локатором спереди и сзади составляет около 0,01 , а при облучении с других ракурсов – до 0,025 , что на несколько порядков меньше, чем ЭПР обычных самолетов.

Граненая форма фюзеляжа и необычный профиль крыла резко ухудшают аэродинамические характеристики самолета.

В процессе проектирования был достигнут компромисс, при котором требования малой радиолокационной заметности возобладали над требованиями аэродинамики – аэродинамическое качество самолета примерно вдвое меньше, чем у обычных самолетов–бесхвосток, что ограничивает радиус действия самолета и уменьшает боевую нагрузку.

В июле 1989 года совершил первый полет B-2, самый дорогой самолет в истории авиации - цена одного экземпляра превышает 2 млрд. долларов. Дозвуковой стратегический бомбардировщик США создавался фирмой Нортроп (Northrop) с применением новейших разработок в области вычислительной техники, что позволило найти оптимальный компромисс между требованиями аэродинамики и малой радиолокационной заметности.

Самолет В-2 построен по схеме "летающее крыло" без вертикальных поверхностей управления, что изначально уменьшает ЭПР. Традиционные для дозвуковых скоростей полета поверхности крыла были рассчитаны так, чтобы выбрать двойную кривизну обшивки, обеспечивающую не только потребные с точки зрения малой радиолокационной заметности углы отражения сигнала РЛС, но и высокие аэродинамические характеристики.

Закрылки и элероны

2 щел закр

влиян Стрелов

серворуль

триммер

170