самолёт с крылом изменяемой в полете стреловидности

Возникшая потребность в многоцелевых и, следовательно, многорежимных (в основном боевых) самолётах привела к необходимости создать летательный аппарат, аэродинамические свойства которого удовлетворяли бы самым различным, часто противоречивым, требованиям (рис. 1). Широкая номенклатура и значительная масса боевой нагрузки при приемлемой длине взлетно-посадочной полосы предполагают использование толстого прямого крыла с эффективной щелевой механизацией. Для достижения большой дальности и продолжительности полёта на высоте на больших дозвуковых скоростях (Маха число полёта M{{}} = 0,7—0,9) необходимо относительно толстое крыло с достаточно большим удлинением и небольшой стреловидностью; для продолжительного полёта на малых высотах при M{{}}  0,7 оптимально крыло умеренных удлинения и стреловидности с большой удельной нагрузкой. Наиболее высокие манёвренные характеристики на до- и околозвуковых скоростях обеспечивает крыло умеренных удлинения и стреловидности с наплывом, обладающее высокими несущими свойствами и аэродинамическим качеством на больших углах атаки. При сверхзвуковых скоростях эффективно тонкое крыло малого удлинения с большой стреловидностью; на малых высотах при предельных скоростных напорах оптимально крыло относительно малой площади с низкими несущими свойствами. Требуемый характер изменения геометрических характеристик крыла (удлинение, угол стреловидности {{}}, относительная толщина) и связанных ними аэродинамическими и лётно-техническими характеристик обеспечивается изменением угла стреловидности в плоскости от режима полёта (рис. 2). Поворот консолей крыла, однако, сопряжен со значительным смещением фокуса аэродинамического. Это неблагоприятное явление, затрудняющее балансировку летательного аппарата и ухудшающее его устойчивость и управляемость, устраняется размещением поворотного шарнира вне фюзеляжа в неподвижном наплыве (Рис. 3). Конструктивные особенности С. с к. и. в. п. с. — наличие поворотного шарнира, привода поворота консолей, относительно большое строительное удлинение консолей крыла, наличие поворотных подкрыльевых пилонов для размещения подвесного вооружения (чтобы при изменении стреловидности крыла сохранить их ориентацию по потоку) — приводят к увеличению массы конструкции по сравнению с самолётом, имеющим неподвижное крыло, и выигрыши в дальности полёта и манёвренных характеристиках несколько снижаются. Особенностью управления С. с к. и. в п. с. является комбинированное использование интерцепторов (при малой стреловидности) и дифференциальное отклонение стабилизатора (в основном при большой стреловидности) для создания крена. Первые серийные С. с. к. и. в п. с. — Дженерал дайнемикс F-111A (США) — см. рис. в таблице XXXIV и МиГ-23 (СССР) — см. рис. в таблице XXVIII. Р. Д. Иродов. Л. А. Курочкин Рис. 1. Изменение конфигурации самолёта в зависимости от высоты H полета и M{{}}: 1 — взлёт, посадка; 2 — крейсерский режим полёта; 3 — маневр; 4 — сверхзвуковой бросок; 5 — сверхзвуковой полёт на большой высоте. Сплошная кривая ограничивает область допустимых режимов полёта. На вставке — зависимости удлинения {{}} и относительной толщины {{с}} крыла от угла стреловидности {{}}. Рис. 2. Зависимости максимального значения аэродинамического качества Kmax перегрузки ny уст, в установившемся полёте при максимальной тяге двигателей от M{{}} при различных значениях {{}} (точки — результаты экспериментов). Рис. 3. Зависимость разности относительных координат {{}} = {}F{{}} — {}F{{}} = 15{{°}} положения аэродинамического фокуса {{}} при различных относительных смещениях z{{}} центра вращения шарнира: 1 — z{{}} = 0,17; 2 — {{z}} = 0,3.