Министерство обороны обсуждает создание нового самолёта с вертикальным взлётом и посадкой, проект по созданию которого был заморожен в 90-е. Речь идёт о возрождении серии СВПП, разработанных в КБ Яковлева, при создании нового самолёта может быть использован технологический задел, наработанный в ходе ОКР по созданию Як-141.

Справочно:
Последней демонстрацией Як-141 стало его появление на авиасалоне в Фарнборо, уникальный истребитель не получило ни одного заказа ни от отечественных, ни от зарубежных заказчиков. Потенциальные клиенты не видели необходимости в приобретении СВВП. “Яку” были не очень рады.

В 1995 году, компания “Локхид Мартин”, как раз работавшая над истребителем 5-го поколения с вертикальным взлетом, предоставила финансирование в обмен на получение технических данных и ограниченных конструктивных данных по Як-141 и другим проектам отечественных СВВП.
Не зря в российском инфопространстве до сих пор спорят о том, что компоновка и узлы новейшего истребителя корпорации Lockheed Martin F-35B вертикального взлета и посадки так напоминают наш Як-141.

Для чего же и почему Минобороны возрождает забытую технологию СССР?

На Як-141 возлагали огромные надежды, это была по настоящему прорывная технология. За этим самолетом числиться не мало мировых рекордов:

В 2003 г. , когда проект "Яка" был окончательно закрыт никто не мог себе представить, что технология СВВП будет такой актуальной для России. В ВМФ РФ делали ставку на корабельные МиГи и Су. Но сейчас, когда Россия задумала построить второй авианосец, истребитель вертикального взлета был бы крайне актуален.

Всё новое — это хорошо забытое старое?

Алексей Заквасин

В России могут появиться несколько типов самолётов корабельного базирования. Об этом заявил на МАКС-2017 замминистра обороны РФ Юрий Борисов. В частности, военное ведомство планирует возродить проект палубного самолёта вертикального взлёта и посадки ОКБ Яковлева. Машина может войти в состав авиакрыла новых авианосцев, которые поступят на вооружение к 2030 году. Также Минобороны не исключает создания корабельной версии лёгкого истребителя поколения 4++ МиГ-35. RT выяснял, каким может быть будущее российской палубной авиации.

• РИА Новости

Замминистра обороны России Юрий Борисов рассказал журналистам, что в ведомстве обсуждают создание перспективного самолёта для авианесущих кораблей. Речь идёт о машинах укороченного и вертикального взлёта и посадки. По его словам, Минобороны раздумывает обратиться за помощью к ОКБ Яковлева.

«Это развитие «яковской» линии, которая была прекращена. Такие планы есть, мы их обсуждаем, в том числе, может быть, и эти направления будут реализованы для перспективного самолёта для авианесущих крейсеров», — заявил Борисов на Международном авиационно-космическом салоне (МАКС-2017).

Замглавы Минобороны пояснил, что новый самолёт понадобится для авианосцев, которые планируется заложить «на финише» госпрограммы вооружений 2018—2025 годов. Борисов подчеркнул, что разработка самолёта вертикального взлёта — это вопрос на отдалённую перспективу.

12 мировых рекордов

В России монополией на производство самолёта вертикального взлёта и посадки (СВВП) обладает ОАО «Опытно-конструкторское бюро им. А.С. Яковлева». В 1966 году первый публичный полёт совершил палубный штурмовик Як-36. Модель стала прототипом для более совершенных образцов подобного типа.

С 1977 года ВМФ СССР эксплуатировал Як-38 — первый советский серийный СВВП. Штурмовик собирался на Саратовском авиационном заводе. Самолёт базировался на авианесущих крейсерах проекта 1143 «Киев», «Минск», «Новороссийск», «Баку».

• Як-38


• РИА Новости

В 1985 году стартовали испытания опытного экземпляра Як-41М, который должен был стать сверхзвуковым, манёвренным и многофункциональным. ОКБ Яковлева отказалось от модернизации Як-38 и в итоге создало принципиальной новую машину, более известную как Як-141.

В сентябре — октябре 1991 года Як-141 проходил лётные испытания на Северном флоте. ОКБ Яковлева представило уникальную машину, которая по характеристикам превосходила зарубежные аналоги. В сентябре 1992 года Як-141 был успешно продемонстрирован на выставке в британском Фарнборо.

Як-141 под управлением лётчика-испытателя Андрея Синицына поставил 12 мировых рекордов. Машина получил все преимущества самолёта четвёртого поколения. Як-141 был способен прикрывать авианосные соединения, наносить удары по надводным и наземным целям.

Несмотря на очевидную перспективность, проект ОКБ Яковлева был заморожен из-за нерешённых имущественных вопросов с Украиной и курсом на сокращение ВМФ. В результате у России остался только один авианесущих крейсер — «Адмирал Кузнецов», который до сих пор является местом базирования Су-33 и Миг-29К/КУБ.

Практической необходимости в развитии Як-141 в 1990-е годы не было, но спустя 25 лет она вновь появилась. В конце июня 2017 года Минобороны анонсировало амбициозные планы по строительству к 2025 году двух универсальных десантных кораблей (УДК) типа «Прибой» и одного авианосца проекта 23000 «Шторм» к 2030 году.

Грозный и прихотливый

Самолёт вертикального взлёта и посадки — это революционная разработка авиаконструкторов. Машина занимает немного места на палубе, а её ударная мощь и боевая эффективность не идут ни в какое сравнение с возможностями вертолёта.

Однако, как и любая другая военная техника, СВВП, помимо преимуществ, имеет свои недостатки.

Подъём в небо требует от самолёта вертикального взлёта огромного запаса тяги двигателей, которые в момент отрыва от земли работают на максимальных оборотах. В результате самолёт «съедает» немыслимый объём топлива и порой небезопасен для использования в южных широтах и в жаркую погоду.

Повышенный расход топлива уменьшает радиус боевого действия и грузоподъёмность СВВП. Кроме того, самолёт подобного типа сложен в управлении и дорог в эксплуатации. От пилотов и технической команды машин с вертикальным взлётом требуется высочайший уровень квалификации.

Пионерами в развитии вертикально взлетающих самолётов была британская компания Hawker Siddeley, которая с 1967 года производит семейство истребителей-бомбардировщиков Harrier. Несмотря на кажущуюся неповоротливость, машина продемонстрировала хорошие качества в реальном воздушном бою.

• Harrier GR3


• Wikimedia

В 1982 году в фоклендском конфликте Harrier прекрасно проявили себя, сражаясь с аргентинскими истребителями, которые были вынуждены взлетать с континентальных баз. При этом британские самолёты могли подниматься в воздух буквально с любого клочка суши и оправдали своё применение на авианосных кораблях.

Для новых авианосцев

Мировой опыт эксплуатации самолётов вертикального взлёта позволяет сделать вывод о том, что они являются необходимым звеном в палубной авиации. Однако основная роль сохранилась за самолётами с укороченным или обычным взлётом ввиду меньшей прихотливости и превосходства в боевом радиусе. На сегодняшний день конструкторы не нашли эффективной замены аэрофинишёру и катапульте.

Например, ВМС США уже несколько лет пытаются определить боевое предназначение истребителя пятого поколения корабельного базирования F-35B. Примечательно, что этот самолёт корпорации Lockheed Martin был создан на основе купленных у ОКБ Яковлева «ограниченных проектных данных» и внешне напоминает скорее Як-38, чем Як-141.

Учитывая планы Минобороны РФ по увеличению авианосного флота, России понадобятся как самолёты с укороченным и обычным взлётом, так и СВВП. Текущие заявления представителей военного ведомства свидетельствуют, что новые авианосцы могут стать базой для самолёта ОКБ Яковлева и корабельной версии истребителя поколения 4++ МиГ-35.

Однако практически ничего не известно о ситуации с разработкой палубного варианта истребителя пятого поколения Т-50. На представленном в 2015 году макете авианосца проекта 23000 «Шторм» отчётливо видны уменьшенные копии Т-50, Су-33 и МиГ-29К.

Технологический рывок

Основатель портала Military Russia Дмитрий Корнев в разговоре с RT предположил, что на «Шторме» будет базироваться смешанное авиакрыло, но усомнился в необходимости размещения там перспективной версии Як-141. Эксперт видит применение будущего самолёта ОКБ Яковлева в качестве ударной силы на универсальных десантных кораблях.

«Шторм» будет достаточно велик, и потому там имеет смысл разместить полноценную авиагруппировку. Напомню, что Як-38 разрабатывали под крейсера, и я думаю, что самолёт Яковлева было бы логично разместить на новых УДК, кораблях типа «Мистраль» и, наверное, на «Адмирале Кузнецове», — рассуждает Корнев.

При этом Корнев подчеркнул, что СВВП не сможет базироваться на десантных кораблях ВМФ советского производства из-за отсутствия на них необходимой инфраструктуры. Перспективный самолёт Яковлева будет приспособлен только для новых плавучих платформ, хотя и сможет приземляться на все корабли с вертолётной площадкой.

«В целом новость о возможном возрождении проекта Як-141 положительная. Несомненно, это будет технологическим рывком и повысит качество нашей конструкторской и лётной школ. Но какие-либо выводы делать рано, так как информация о военном применении самолёта вертикального взлёта нуждается в конкретизации», — сказал Корнев.

По компоновочной схеме

По положению фюзеляжа при взлете и посадке.

• Вертикальное положение (так называемый tailsitter):
  • с винтами (пример: Convair XFY Pogo, Lockheed XFV);
  • реактивные;
    • с прямым использованием тяги от маршевого реактивного двигателя (пример - X-13 Vertijet);
    • с кольцевым крылом (колеоптер);
• Горизонтальное положение:
  • с винтами;
    • с поворотным крылом и винтами (ХС-142);
    • с поворотными винтами/вентиляторами на конце крыла (V-22 Osprey , Bell X-22);
    • с отклонением струи от винтов;
  • реактивные;
    • с поворотными двигателями (Bell D-188);
    • с отклонением струи газов маршевого реактивного двигателя (Hawker Siddeley Harrier);
    • с подъёмными двигателями (Dassault Mirage IIIV);

История создания и развития СВВП

Разработка самолётов ВВП началась впервые в 1950-х годах , когда был достигнут соответствующий технический уровень турбореактивного и турбовинтового двигателестроения, что вызвало повсеместную заинтересованность в самолётах этого типа как среди потенциальных военных пользователей, так и в конструкторских бюро . Значительным импульсом в пользу развития СВВП послужило и широкое распространение в ВВС различных стран скоростных реактивных истребителей с высокими взлётными и посадочными скоростями. Такие боевые самолёты требовали длинных взлётно-посадочных полос с твёрдым покрытием: было очевидно, что в случае масштабных военных действий значительная часть этих аэродромов, особенно прифронтовых, будет быстро выведена из строя противником. Таким образом, военные заказчики были заинтересованы в самолётах, взлетающих и садящихся вертикально на любую небольшую площадку, то есть фактически независимых от аэродромов. В значительной мере благодаря такой заинтересованности представителей армии и флота ведущих мировых держав были созданы десятки опытных самолётов ВВП разных систем. Большинство конструкций было изготовлено в 1-2 экземплярах, которые, как правило, терпели аварии уже во время первых испытаний, и дальнейшие исследования над ними уже не проводились. Техническая комиссия НАТО , огласившая в июне 1961 года требования к истребителю-бомбардировщику вертикального взлёта и посадки, дала тем самым импульс развитию сверхзвуковых самолётов ВВП в западных странах. Предполагалось, что в 1960-х - 70-х годах странам НАТО потребуется около 5 тыс. таких самолётов, из которых первые войдут в эксплуатацию уже в 1967 году. Прогноз такого большого количества продукции вызвал появление шести проектов самолётов ВВП:

• P.1150 английской фирмы «Хоукер-Сиддли » и западногерманской «Фокке-Вульф »;
• VJ-101 западногерманского Южного Объединения «EWR-Зюд» («Бельков », «Хейнкель », «Мессершмитт »);
• D-24 нидерландской фирмы «Фоккер » и американской «Рипаблик »;
• G-95 итальянской фирмы «Фиат »;
• Мираж III V французской фирмы «Дассо »;
• F-104G в варианте ВВП американской фирмы «Локхид » совместно с английскими фирмами «Шорт» и «Роллс-Ройс ».

После того как все проекты были утверждены, должен был состояться конкурс , в котором из всех предложенных должны были выбрать лучший проект для запуска в серийное производство , однако, ещё до предоставления проектов на конкурс стало ясно, что он не состоится. Оказалось, что каждое государство имеет свою собственную, отличную от других концепцию будущего самолёта и не согласится на монополию одной фирмы или группы фирм. Например, английские военные поддержали не свои фирмы, а французский проект, ФРГ поддержала проект фирмы «Локхид» и так далее. Однако итоговой каплей стала Франция заявившая, что независимо от результатов конкурса будут работать над своим проектом самолёта «Мираж» III V.

Политические, технические и тактические проблемы повлияли на изменение концепции комиссии НАТО, которая разрабатывала новые требования. Началось создание многоцелевых самолётов. В этой ситуации только два из представленных проектов вышли из стадии предварительного проектирования: самолёт «Мираж» III V, финансируемый французским правительством, и самолёт VJ-101C, финансируемый западногерманской промышленностью. Эти самолёты были изготовлены соответственно в 3 и 2 экземплярах и подверглись испытаниям (4 из них погибли в катастрофах) до 1966 и 1971 годов. В 1971 году по заказу командования авиации ВМС США начались работы над третьим сверхзвуковым самолётом ВВП в западных странах - американским XFV-12A.

В итоге, лишь созданный и производимый СВВП Си Харриер активно и успешно применялся, в т.ч. во время Фолклендской войны . Современной разработкой СВВП является американский F-35 , истребитель пятого поколения. В вопросе разработки F-35 в качестве СВВП компания Локхед Мартин применила ряд технологических решений, реализованных в Як-141 .

Программа СВВП в СССР и России

Однако, недостатки СВВП также оказались значительными. Пилотирование этого типа машин весьма сложно для лётчика и требует от него высочайшей квалификации в технике пилотирования. Особенно это сказывается в полете на режимах висения и переходных - в моменты перехода из висения в горизонтальный полёт и обратно. Фактически, пилот реактивного СВВП должен перенести подъёмную силу, и, соответственно, вес машины - с крыла на вертикальные газовые струи тяги или наоборот.

Такая особенность техники пилотирования ставит сложные задачи перед пилотом СВВП. Кроме того, в режиме висения и переходных режимах СВВП в целом неустойчивы, подвержены боковому скольжению, большую опасность в эти моменты представляет возможный отказ подъёмных двигателей. Такой отказ нередко служил причиной аварий серийных и экспериментальных СВВП. Также к недостаткам можно отнести значительно меньшую в сравнении с самолётами обычной схемы грузоподъёмность и дальность полёта СВВП, большой расход топлива на вертикальных режимах полета, общую сложность и дороговизну конструкции СВВП, разрушение покрытий взлётно-посадочных площадок горячим газовым выхлопом двигателей.

Указанные факторы, а также резкое повышение на мировом рынке цен на нефть (и, соответственно, авиационное топливо) в 70-годах 20-го века привели к практическому прекращению разработок в области пассажирских и транспортных реактивных СВВП.

Из множества предложенных проектов реактивных транспортных СВВП практически был завершен и испытан лишь один [ ] самолёт Dornier Do 31 , однако и эта машина серийно не строилась. Исходя из всего вышеизложенного, перспективы широких разработок и массового применения реактивных СВВП очень сомнительны. В то же время, существует современная конструкторская тенденция к отходу от традиционной реактивной схемы в пользу СВВП с винтомоторной группой (чаще - конвертопланов): в частности, к таким машинам относится производящийся серийно в настоящее время Bell V-22 Osprey и разрабатываемый на его основе

Как известно, боевой самолет наиболее уязвим на земле и на взлете, а дорогостоящие взлетно-посадочные полосы -едва ли не главная статья расходов современных ВВС и первоочередная цель для вражеской авиации. Поэтому авиаконструкторы десятилетиями бились над проблемой вертикального взлета, но решить ее удалось лишь освоив технологию управления вектором тяги, на основе которой созданы первые серийно выпускавшиеся СВВП -британский «Харриер» и советский Як-38. Очень похожие внешне, эти самолеты вертикального взлета и посадки имели совершенно разную судьбу. Пройдя длинную эволюцию и превратившись из неуклюжего «прыгуна» в эффективную боевую машину, «Харриер» дебютировал во время Фолклендского конфликта, принимал участие во многих локальных войнах, от Персидского залива и Афганистана до Балкан, и остается в строю до сих пор. В отличие от Як-38, который поднялся в воздух позже своего западного визави, но был снят с вооружения уже к началу 1990-х гг. Почему его служба оказалась столь недолгой? Из-за чего эта технология, представлявшаяся столь перспективной, так и не смогла потеснить традиционные машины даже в палубной авиации? И есть ли у самолетов вертикального взлета будущее - или они тупиковая ветвь в развитии авиапрома?

С тех самых пор, когда человек начал проектировать и строить аэропланы, способные относительно безопасно и быстро перемещаться в пространстве, его преследовало одно существенное ограничение: самолет требует довольно значительного места на земле для взлета и посадки. Чем больше и тяжелее летающая машина, чем больше людей и груза способна она поднять, тем больше требуется этого места. По мере создания все более современных самолетов возрастали требования к длине и качеству взлетно-посадочных полос, накладывая существенные ограничения на область практического применения авиации. Особенно острой эта проблема представлялась военным - ведь бомбардировка взлетно-посадочных полос авиацией противника могла легко парализовать действия собственных самолетов. Но человек - существо упрямое и находчивое, и с самого начала эпохи летательных аппаратов тяжелее воздуха он пытался заставить их взлететь если не вертикально, то с возможно более коротким разбегом.

Попытки создать геликоптер, предпринимаемые с самого начала XX века (в том числе и Игорем Сикорским ещё в киевский период его деятельности), поначалу оказались безуспешными - этим аппаратам элементарно недоставало двигателей с достаточно высокой удельной мощностью, ждали своего решения и целый ряд других технических проблем. Более перспективным казался автожир, использующий принцип авторотации несущего винта и тягу обычного самолетного двигателя. Такой аппарат вертикально взлететь не мог, но разбег, и особенно - пробег сокращались радикально. Созданные под руководством Хуана де ла Сиервы автожиры в 20-е - 30-е гг. завоевали значительную популярность, они строились по лицензии в раалнчных странах, а военные вовсю экспериментировали с применением новой «игрушки» в своих целях. Вскоре. однако, оказалось, что эти машины тоже отнюдь не идеальны - вертикально взлететь или зависнуть в воздухе они не могли, а полезная нагрузка автожиров была незначительной. И хотя во время Второй мировой войны такие аппараты даже участвовали в боях (например, советский автожир-корректировщик А-7-ЗА или немецкий безмоторный автожир Fa 330, применявшийся на подводных лодках), это участие было лишь эпизодическим и никоим образом не угрожало монополии самолетов.

В 40-е годы на новой технической основе начинается бурный прогресс вертолетостроения. В течение последующих десятилетий геликоптеры заняли очень важное место, как в военной, так и в гражданской авиации. Вертолет стаз очень удачной попыткой создания летательного аппарата - помимо вертикального взлета и посадки, он может зависать в воздухе. Он оказался идеальным для многих задач, которые были не по плечу самолетам. Однако и вертолет имеет свои ограничения. Да, он способен взлетать и садиться с площадок минимальных размеров, летать практически в произвольных плоскостях и направлениях. Но он не летает ни так быстро, как самолет, ни так высоко, ни так далеко. Вертолет неспособен приблизиться к скорости звука - не говоря уж о том. чтобы превзойти её.

Вскоре оказалось, что и дальше ощущается потребность в летательном аппарате, способном хотя бы частично совмещать характеристики вертолета (вертикальный взлет и посадка, свободное управляемое висение) и классического самолета (высокая скорость, большой потолок и дальность полета). И если гражданские эксплуатанты без такого аппарата могли ешё обойтись, то военные были крайне заинтересованы в создании боевого самолета вертикального взлета и посадки. Ведь, хотя вооруженные вертолеты стали весьма грозным оружием над полем боя, они не могли заменить многоцелевые истребители-бомбардировщики ни в воздушном бою, ни при изоляции района боевых действий. Обычный же истребитель, с успехом справлявшийся с этими задачами, требовал взлетно-посадочной полосы - хотя бы в виде палубы авианосца.

Проблема создания боевого самолета вертикального взлета представлялась неразрешимой - в чем могли убедиться, например, американцы, попытавшись создать винтовой истребитель вертикального взлета «Конвэр» XFY-1 «Пого», странную машину, взлетавшую из положения «стоя на хвосте». Однако разрешение проблемы лежало в совершенно иной плоскости, и путь к нему открыла мысль - применить на практике известное в принципе явление управления вектором тяги. Как и каждое новое изобретение в авиации, путь к внедрению его был труден, извилист и, увы, щедро окроплен кровью пилотов-испыта-телей. Но, в конце концов, концепция управления вектором тяги оказалась вполне жизнеспособной, и все серийные конструкции боевых самолетов вертикального взлета и посадки имеют в своей основе именно её: и британский (позже ставший американо-британским) «Харриер», и советский Як-38, и только внедряемая в производство модификация американского «Лайтнинга» II - F-35B. Эти машины разнятся не столько самими конструкторско-техническими решениями, сколько способом подхода к проблеме и её решению. Рассмотрим же подробнее то явление, которое называют управлением вектором тяги (УВТ), или же английской аббревиатурой VTC (Vector Trust Control).

Управление вектором тяги

Если попытаться дать самое простое определение термина, вынесенного в заглавие раздела, то получим примерно следующее: управление вектором тяги - это способность воздушного судна отклонять тягу, создаваемую его силовой установкой, от продольной оси самолета. Понятие это применяется, прежде всего, для воздушных судов с реактивным приводом (не только самолетов, но и ракет), однако может применяться и для самолетов с винтовым приводом (поршневым или турбовинтовым - например, MV-22 «Оспри»).

С практической точки зрения управление вектором тяги имеет две основные области применения:

Увеличение возможностей самолета в горизонтальном полете (прежде всего, в плане управляемости и маневренности);
значительное сокращение разбега и пробега либо полное исключение этих этапов полета - то есть, вертикальный взлет и посадка.

Конструкторские подходы в двух указанных случаях весьма разнятся. Если в первом отклонение вектора тяги от оси самолета становит от нескольких до нескольких десятков градусов (как правило, в пределах 25-35 градусов), то для второго, особенно, если силовая установка должна обеспечить самолету вертикальный взлет и посадку, необходимо направлять тягу вниз, то есть, при горизонтально установленном двигателе отклонение вектора тяги должно составлять около 90 градусов (дело в том, что угол отклонения тяги из-за особенностей термодинамики не должен или не может равняться точно 90 градусов от горизонтали).

Остановимся чуть подробнее на первом случае, обозначаемом в английском языке как Vectoring in Forward Flight (VIFF), то есть, управление вектором тяги в горизонтальном полете. Целью его (в отношении боевых самолетов, прежде всего многоцелевых истребителей) является улучшение маневренности самолета и снижение радиолокационной заметности, что в сумме ведет к повышению его выживаемости на поле боя. Кроме того, значительно сокращается длина разбега и пробега. И хотя это может показаться странным, но отклонение вектора тяги на 20-30 градусов является с технологической точки зрения решением гораздо более поздним и сложным для реализации, чем отклонение на величину, близкую к 90 градусам. Такое решение применяется на практике лишь в боевых самолетах самых последних поколений, хотя и сулит бесспорные преимущества. Согласованная работа аэродинамических поверхностей управления с изменением вектора тяги существенно усиливает действие аэродинамических рулей. Самолет становится способным к более резким маневрам - в принципе, единственным ограничением становится стойкость организма пилота и конструкции летательного аппарата к перегрузкам. Кроме того, при маневрировании с отклонением вектора тяги самолет расходует меньше топлива, чем при маневрировании с применением только аэродинамических рулей - а значит, увеличивается дальность полета. Уменьшение длины разбега и пробега облегчает эксплуатацию с коротких ВПП (например, поврежденных в ходе боевых действий), полевых аэродромов или авианосцев.

Применение управления вектором тяги в горизонтальном полете может существенно повлиять и на конструкцию планера. Оно открывает путь к развитию самолетов-бесхвосток, лишенных не только горизонтального, но и вертикального оперения. Отсутствие оперения уменьшает аэродинамическое сопротивление и массу планера (то есть, снова уменьшается расход топлива и увеличивается дальность полета). Кроме того, уменьшается эффективная площадь рассеивания самолета, придавая ему черты «стеле».

Управление вектором тяги имеет и свои недостатки, о которых не стоит забывать, по крайней мере, на существующем уровне развития авиационной техники. К наиболее существенным из них относятся сложная конструкция и достаточно большая масса устройств управления вектором тяги.

На нынешнем этапе развития конструкции боевых самолетов приоритетным является применение управления вектором тяги в целях обеспечения вертикального взлета и посадки либо значительного сокращения разбега (самолет с управлением вектором тяги может не иметь возможности вертикального старта, или же быть способным взлетать вертикально лишь до определенного показателя взлетного веса) при сохранении возможности вертикальной посадки. Именно эти характеристики реализованы в «Харриере» и Як-38.

Итак, вернемся к «вертикалкам». Применение в таких самолетах управления вектором тяги имеет целью существенное изменение хода старта и посадки самолета. Оно существенно сокращает эти две фазы полета по сравнению с самолетами с классическими силовыми установками (реактивными либо винтовыми). В фазе старта это касается, в первую очередь, разбега, то есть, говоря попросту, пути, который должен преодолеть самолет до того момента, когда его крылья создадут достаточную несущую силу, способную оторвать самолет от земли и поднять его в воздух. В фазе посадки речь идет о пробеге, то есть, пути, который преодолевает самолет от момента касания колесами земли до остановки. Разбег и пробег определяют требования не только к длине, но и к качеству ВПП - ведь если самолет будет двигаться на большой скорости по достаточно длинной, но неровной или поврежденной полосе, то он рискует получить серьезные повреждения и даже разбиться.

Если же самолет будет оборудован устройствами управления вектором тяги в достаточно широком диапазоне, то взлет и посадка выглядят совершенно иначе. Такие самолеты в зависимости от их возможностей подразделяют на несколько групп:

VTOL (Vertical Take off and Landing) - самолеты, способные осуществлять вертикальный взлет и посадку (СВ-ВП);
STOL (Short Take off and Landing) - самолеты с коротким взлетом и посадкой (СКВП);
VSTOL (Vertical Short Take off and Landing) - самолеты, способные осуществлять как вертикальный, так и короткий взлет и посадку (СКВВП);
STOVL (Short Take off and Vertical Landing) - самолеты, мощность силовой установки которых не позволяет взлетать вертикально, но допускает вертикальную посадку (после снижения массы путем выработки топлива и сброса внешней подвески).

Самые первые исследования устойчивость аппарата вертикального взлета показывали, что при старте и посадке вектор несущей силы должен проходить через центр тяжести самолета, а её величина должна по крайней мере на 20% превышать массу планера.

Истребитель-бомбардировщик 5-го поколения F-35 B снабжён отдельным двигателем для вертикального взлёта и посадки.

По компоновочной схеме

История создания и развития СВВП

Разработка самолётов ВВП началась впервые в 1950-х годах , когда был достигнут соответствующий технический уровень турбореактивного и турбовинтового двигателестроения, что вызвало повсеместную заинтересованность в самолётах этого типа как среди потенциальных военных пользователей, так и в конструкторских бюро . Значительным импульсом в пользу развития СВВП послужило и широкое распространение в ВВС различных стран скоростных реактивных истребителей с высокими взлётными и посадочными скоростями. Такие боевые самолёты требовали длинных взлётно-посадочных полос с твёрдым покрытием: было очевидно, что в случае масштабных военных действий значительная часть этих аэродромов, особенно прифронтовых, будет быстро выведена из строя противником. Таким образом, военные заказчики были заинтересованы в самолётах, взлетающих и садящихся вертикально на любую небольшую площадку, то есть фактически независимых от аэродромов. В значительной мере благодаря такой заинтересованности представителей армии и флота ведущих мировых держав были созданы десятки опытных самолётов ВВП разных систем. Большинство конструкций было изготовлено в 1-2 экземплярах, которые, как правило, терпели аварии уже во время первых испытаний, и дальнейшие исследования над ними уже не проводились. Техническая комиссия НАТО , огласившая в июне 1961 года требования к истребителю-бомбардировщику вертикального взлёта и посадки, дала тем самым импульс развитию сверхзвуковых самолётов ВВП в западных странах. Предполагалось, что в 1960-х - 70-х годах странам НАТО потребуется около 5 тыс. таких самолётов, из которых первые войдут в эксплуатацию уже в 1967 году. Прогноз такого большого количества продукции вызвал появление шести проектов самолётов ВВП:

• P.1150 английской фирмы «Хоукер-Сиддли » и западногерманской «Фокке-Вульф »;
• VJ-101 западногерманского Южного Объединения «EWR-Зюд» («Бельков », «Хейнкель », «Мессершмитт »);
• D-24 нидерландской фирмы «Фоккер » и американской «Рипаблик »;
• G-95 итальянской фирмы «Фиат »;
• Мираж III V французской фирмы «Дассо »;
• F-104G в варианте ВВП американской фирмы «Локхид » совместно с английскими фирмами «Шорт» и «Роллс-Ройс ».

После того как все проекты были утверждены, должен был состояться конкурс , в котором из всех предложенных должны были выбрать лучший проект для запуска в серийное производство , однако, ещё до предоставления проектов на конкурс стало ясно, что он не состоится. Оказалось, что каждое государство имеет свою собственную, отличную от других концепцию будущего самолёта и не согласится на монополию одной фирмы или группы фирм. Например, английские военные поддержали не свои фирмы, а французский проект, ФРГ поддержала проект фирмы «Локхид» и так далее. Однако итоговой каплей стала Франция заявившая, что независимо от результатов конкурса будут работать над своим проектом самолёта «Мираж» III V.

Политические, технические и тактические проблемы повлияли на изменение концепции комиссии НАТО, которая разрабатывала новые требования. Началось создание многоцелевых самолётов. В этой ситуации только два из представленных проектов вышли из стадии предварительного проектирования: самолёт «Мираж» III V, финансируемый французским правительством, и самолёт VJ-101C, финансируемый западногерманской промышленностью. Эти самолёты были изготовлены соответственно в 3 и 2 экземплярах и подверглись испытаниям (4 из них погибли в катастрофах) до 1966 и 1971 годов. В 1971 году по заказу командования авиации ВМС США начались работы над третьим сверхзвуковым самолётом ВВП в западных странах - американским XFV-12A.

В итоге, лишь созданный и производимый СВВП Си Харриер активно и успешно применялся, в т.ч. во время Фолклендской войны . Современной разработкой СВВП является американский F-35 , истребитель пятого поколения. В вопросе разработки F-35 в качестве СВВП компания Локхед Мартин применила ряд технологических решений, реализованных в Як-141 .

Программа СВВП в СССР и России

Преимущества и недостатки СВВП

История развития самолётов ВВП показывает, что до настоящего времени они создавались почти исключительно для военной авиации . Преимущества СВВП для военного применения очевидны. Самолёт ВВП может базироваться на площадках, размеры которых ненамного превышают его габариты . Кроме способности вертикального взлёта и посадки, самолёты ВВП обладают дополнительными преимуществами, а именно возможностью зависания, разворота в этом положении и полёта в боковом направлении в зависимости от используемых двигательной установки и системы управления. По отношению к другим вертикально взлетающим летательным аппаратам- например вертолётам - СВВП обладают несравненно большими, вплоть до сверхзвуковых (Як-141) - скоростями и в целом преимуществами, свойственными летательным аппаратам с неподвижным крылом. Всё это привело к увлечению идеей вертикально взлетающего самолёта, своего рода «буму СВВП» в инженерно-конструкторской и в целом авиационной областях в 1960-1970-е годы.

Прогнозировалось широкое распространение этого типа машин, предлагалось множество проектов военных и гражданских, боевых, транспортных и пассажирских СВВП различных конструкций (типичный для 70-х годов пример проекта пассажирского лайнера СВВП - Hawker Siddeley HS-141).

Однако, недостатки СВВП также оказались значительными. Пилотирование этого типа машин весьма сложно для лётчика и требует от него высочайшей квалификации в технике пилотирования. Особенно это сказывается в полёте на режимах висения и переходных - в моменты перехода из висения в горизонтальный полёт и обратно. Фактически, пилот реактивного СВВП должен перенести подъёмную силу, и, соответственно, вес машины - с крыла на вертикальные газовые струи тяги или наоборот.

Такая особенность техники пилотирования ставит сложные задачи перед пилотом СВВП. Кроме того, в режиме висения и переходных режимах СВВП в целом неустойчивы, подвержены боковому скольжению, большую опасность в эти моменты представляет возможный отказ подъёмных двигателей. Такой отказ нередко служил причиной аварий серийных и экспериментальных СВВП. Также к недостаткам можно отнести значительно меньшую в сравнении с самолётами обычной схемы грузоподъёмность и дальность полёта СВВП, большой расход топлива на вертикальных режимах полёта, общую сложность и дороговизну конструкции СВВП, разрушение покрытий взлётно-посадочных площадок горячим газовым выхлопом двигателей.

Указанные факторы, а также резкое повышение на мировом рынке цен на нефть (и, соответственно, авиационное топливо) в 70-годах 20-го века привели к практическому прекращению разработок в области пассажирских и транспортных реактивных СВВП.

Из множества предложенных проектов реактивных транспортных СВВП практически был завершён и испытан лишь один [ ] самолёт Dornier Do 31 , однако и эта машина серийно не строилась. Исходя из всего вышеизложенного, перспективы широких разработок и массового применения реактивных СВВП очень сомнительны. В то же время, существует современная конструкторская тенденция к отходу от традиционной реактивной схемы в пользу СВВП с винтомоторной группой (чаще - конвертопланов): в частности, к таким машинам относится производящийся серийно в настоящее время Bell V-22 Osprey и разрабатываемый на его основе

Самолеты вертикального (укороченного) взлета и посадки

Самолеты вертикального взлета и посадки, летающие на крейсерских (горизонтальных) режимах полета как обычные самолеты, способны, как вертолеты, висеть в воздухе, а также взлетать и садиться вертикально. Для обеспечения режимов ВВП (вертикального взлета и посадки) на таком самолете необходимо иметь специальную силовую установку, обеспечивающую создание подъемной силы, превышающей вес самолета.
Стартовая вертикальная тяговооруженность (отношение подъемной силы, создаваемой двигателями, к весу самолета) современных СВВП находится в пределах 1,05-1,45.
В зависимости от того, каким образом создается подъемная сила на режимах ВВП и сила тяги на маршевых (крейсерских) режимах, можно провести классификацию СВВП (рис. 7.69).
Единая силовая установка (СУ) имеет в своем составе один или несколько подъемно-маршевых двигателей , которые на режимах ВВП создают вертикальную тягу, а на обычных режимах - маршевую тягу. Тяга создается либо воздушным винтом, либо струей газов реактивного двигателя. Изменение направления вектора тяги подъемно-маршевых двигателей может быть конструктивно обеспечено либо поворотом всего двигателя в нужном направлении, например относительно крыла или вместе с крылом, на котором они закреплены, либо за счет изменения направления струи (и вектора тяги) реактивного двигателя.

Принципиальная схема одного из возможных устройств, обеспечивающих изменение направления вектора тяги P с помощью скользящего козырька 1 , проиллюстрирована рис. 7.70.

Составная СУ включает в себя две группы двигателей: одна из них - для создания вертикальной тяги на режимах ВВП (подъемные двигатели ), другая - для создания маршевой тяги (маршевые двигатели ).
Комбинированная СУ также состоит из двух групп двигателей:подъемно-разгонных иподъемно-маршевых , которые (в большей или меньшей мере) участвуют в создании и вертикальной и маршевой тяги.

Выбор типа силовой установки существенным образом влияет на возможность решения специфических проблем, возникающих при проектировании СВВП, и определяет фактически его концепцию, аэродинамическую и конструктивно-силовую компоновку.
Двигатели 1 (рис. 7.71) создают подъемную силу (P=G /2 ), уравновешивающую силу тяжести G самолета. На режимах работы вблизи экрана 2 (поверхности ВПП) струи двигателей 3 создают вокруг самолета сложные течения, обусловленные взаимодействием отраженных от экрана газовых струй 4 с воздушными потоками 5 , текущими в воздухозаборники двигателей. Форма и интенсивность этих течений на

режимах висения вблизи экрана, взаимодействие этих течений с набегающим потоком на режимах ВВП и переходных режимах (от вертикального к горизонтальному движению) зависят от мощности, количества и расположения двигателей (т. е. от компоновки СВВП), что существенным образом влияет на аэродинамические и моментные характеристики СВВП, т. е. определяет его компоновку.
Воздействие газовых струй двигателей вызываетэрозию поверхности аэродрома , степень которой зависит и от типа двигателей, создающих подъемную силу, и от их расположения. Частицы поверхности аэродрома, вымываемые газовыми струями, вместе с высокотемпературными восходящими вверх течениями воздействуют на конструкцию СВВП и, попадая в воздухозаборники двигателей, снижают надежность их работы, ресурс и тяговые характеристики. С целью уменьшения влияния струй на поверхность аэродрома и на самолет часто применяется методика эксплуатации СВВП в режиме укороченного взлета и посадки (УВП), когда дистанции разбега и пробега составляют всего несколько десятков метров. Это позволяет также увеличить весовую отдачу СВВП за счет существенно меньших расходов топлива на режимах взлета и посадки.
Одной из основных проблем, возникающих при разработке СВВП, является обеспечение балансировки, устойчивости и управляемости их на режимах ВВП и переходных режимах, когда поступательная скорость равна нулю либо недостаточно велика для эффективной работы аэродинамических поверхностей, создающих балансирующие и управляющие силы и моменты.
Балансировка, устойчивость и управляемость СВВП на этих режимах обеспечивается либо рассогласованием (модуляцией) тяги двигателей, т.е. увеличением или уменьшением тяги одного двигателя по сравнению с другим, либо с помощью системы струйных рулей , либо комбинацией этих способов.

Рассогласование ΔP тяги (рис. 7.72) маршевых двигателей 3 приводит к возникновению момента рыскания ΔM y , рассогласование ΔP 1 первой группы подъемных двигателей 1 приводит к возникновению момента крена ΔM x . Рассогласование тяги ΔP 1 и ΔP 2 первой и второй группы подъемных двигателей 2 приводит к возникновению момента тангажа ΔM z .
Струйная система управления СВВП (рис. 7.73) включает в себя несколько удаленных от центра масс самолета на максимально возможное расстояние реактивных сопел (1, 5, 6 ), к которым с помощью трубопроводов 4 подводится сжатый воздух от компрессора подъемно-маршевого двигателя 3 . Конструкция сопла 1 позволяет регулировать расход воздуха и, следовательно, тягу. Конструкция сопел 5 и 6 позволяет изменять не только величину, но и направление силы тяги на противоположное (реверсировать тягу сопла).
При сбалансированном по тангажу (относительно оси Z ) самолете (сумма моментов сил тяги сопла 1 , подъемного 2 и подъемно-маршевого двигателя 3 относительно центра масс равна нулю) увеличение силы тяги сопла 1 вызовет кабрирующий момент, уменьшение - пикирующий.

Показанное на рис. 7.73 направление струй из сопел 5 и 6 приводит к кренению самолета на левое крыло и развороту влево.

Управление режимом работы двигателей и струйными рулями для изменения действующих на самолет сил и моментов на режимах ВВП и переходных режимах летчик осуществляет такими же рычагами управления, как и на обычном самолете, т. е. одновременно с созданием управляющих реактивных сил соответствующим образом отклоняются и аэродинамические рулевые поверхности (руль высоты, элероны и руль направления), которые, однако, не создают управляющих сил на малых (доэволютивных) скоростях поступательного движения самолета. С ростом скорости поступательного движения растут и силы на рулевых поверхностях и с помощью автоматики постепенно выключаются из работы системы струйного управления.

Здесь необходимо отметить, что на малых (доэволютивных) скоростях СВВП не обладает собственной устойчивостью, так как малы аэродинамические силы, способные возвратить его в исходное положение при случайных внешних воздействиях. Поэтому устойчивость СВВП на этих режимах (стабилизация его и поддержание состояния балансировки) обеспечивается включенными в систему управления средствами автоматики, которые, реагируя на угловые перемещения самолета при возмущениях, без вмешательства летчика с помощью струйных рулей возвращают самолет в исходное положение балансировки.
Мы перечислили здесь лишь некоторые проблемы формирования облика СВВП, решение которых уже на ранних стадиях проектирования требует взаимодействия проектировщиков различных специализаций.
К настоящему моменту в мире спроектировано, построено и испытано более 50 типов самолетов вертикального (укороченного) взлета и посадки. В большинстве проектов этих самолетов в основу были положены требования военного применения.
Первый отечественный боевой СВВП был создан в ОКБ им. А.С. Яковлева (см. раздел 20.2).
Преимущества СВВП, о которых мы упоминали в начале раздела 7.4, несомненно приведут к созданию СВВП, способных конкурировать с обычными самолетами при перевозках пассажиров и грузов на короткие и средние расстояния.

Гидроавиация

Работы по созданию самолетов, приспособленных для взлета с водной поверхности и посадки на нее, начались практически одновременно с работами по созданию самолетов, базирующихся на земле.
28 марта 1910 года первый полет нагидросамолете (от гидро... (греч. hydor - вода) и самолет) сoбственной конструкции совершил француз А. Фабр.
Исторически сложилось так, что у истоков отечественного воздухоплавания и авиации стояли офицеры военно-морского флота России. Первыми в мире они разработали тактику морской авиации, осуществили с воздуха бомбардировку вражеского корабля, создали проект авианосца, первыми пролетели в небе Арктики.

Географические и стратегические особенности театров военных действий того времени, протяженные морские границы на Балтийском и Черном морях, отсутствие специально оборудованных аэродромов для эксплуатации сухопутных самолетов и в то же время обилие крупных рек, озер, свободных морских пространств обусловили потребность создания морского самолетостроения в нашей стране.
Развитие гидроавиации началось с постановки сухопутного самолета на поплавки. Первые поплавковые гидросамолеты (рис. 7.74) имели два основных поплавка 1 и дополнительный 2 (вспомогательный) поплавок в хвостовой или носовой части.
В зависимости от того, каким способом обеспечивается базирование и эксплуатация самолета с поверхности акваторий (от лат. aqua - вода) - гидродромов , можно провести классификацию гидросамолетов (рис. 7.75).
Поплавковые схемы применяются в настоящее время для легких самолетов, хотя уже в 1914 году совершил первый полет четырехмоторный тяжелый самолет "Илья Муромец" (см. рис. 19.1), поставленный на поплавки по трехпоплавковой схеме с хвостовым поплавком, в 1929 году в перелете по маршруту Москва - Нью-Йорк самолета "Страна Советов" (см. рис. 19.7) 7950 км - от Хабаровска до Сиэтла самолет летел над водой, и на этом участке сухопутное шасси заменялось поплавковым по двухпоплавковой схеме .

Рост размеров и масс гидросамолетов и, как следствие, рост размеров поплавков позволил размещать в них экипаж и оборудование, что привело к созданию гидросамолетов типа "летающая лодка" однолодочной схемы и двухлодочнойсхемы - катамаран (от тамильского каттумарам , буквально - связанные бревна).
Интегральная схема наиболее целесообразна для тяжелых многоцелевых океанских гидросамолетов. Частично погруженное в воду крыло позволяет уменьшить размеры лодки и повысить аэрогидродинамическое совершенство гидросамолета.
Самолет-амфибия (от греч. amphibios - ведущий двойной образ жизни) приспособлен для взлета с земли и воды и посадки на них.
Таким образом, технические решения, обеспечивающие базирование и эксплуатацию самолета с водной поверхности, фактически определяют облик (аэродинамическую схему) гидросамолета.
Сложность и количество проблем, которые должны решить проектировщики при создании гидросамолета, существенно возрастают, поскольку помимо высоких аэродинамических и взлетно-посадочных характеристик обычного самолета должны быть обеспечены и заданные ТЗ мореходные качества.
Оценить мореходные качества гидросамолета позволяют методы научной дисциплины "Гидромеханика", изучающей движение и равновесие жидкостей, а также взаимодействие между жидкостями и твердыми телами, полностью или частично погруженными в жидкость.
Мореходные качества (мореходность) гидросамолета характеризуют возможность его эксплуатации в акваториях с определенными гидрометеорологическими условиями - скоростью и направлением ветра, направлением, скоростью движения, формой, высотой и длиной волн воды.
Мореходность гидросамолета оценивается предельным волнением акватории, при котором возможна безопасная эксплуатация.
Аналогично тому, как для оценки летных характеристик самолета (см. раздел 3.2.2) применяется международная стандартная атмосфера (МСА), для характеристики волнения акватории используется определенная шкала (математическая модель), устанавливающая связь между словесной характеристикой волнения, высотой волны и баллом (от 0 до IX) - степенью волнения .
В соответствии с этой шкалой, например, слабое волнение (высота волны до 0,25 м) оценивается баллом I, значительное волнение (высота волны 0,75-1,25 м) оценивается баллом III, сильное волнение (высота волны 2,0-3,5 м) оценивается баллом V, исключительное волнение (высота волны 11 м) оценивается баллом IX.
Мореходные качества (мореходность ) гидросамолета включают в себя такие характеристики гидросамолета, как плавучесть , остойчивость , управляемость , непотопляемость и т. п.
Эти качества определяются формой и размерами находящейся под водой водоизмещающейчасти (лодки или поплавка) гидросамолета, распределением масс гидросамолета по длине и высоте.
В дальнейшем при рассмотрении мореходных характеристик гидросамолета, если их без особой оговорки в равной мере можно отнести к лодке и поплавку, будем использовать термин "лодка". Плавучесть - способность гидросамолета плавать в заданном положении относительно водной поверхности.
Гидросамолет, как и любое другое плавающее тело, например судно, поддерживается на плаву архимедовой силой

Р = W ρ в g = G ,

Сила тяжести гидросамолета G приложена в центре масс самолета (ц.м.),сила поддержания (архимедова сила, сила воздействия вытесненной жидкости на лодку гидросамолета) Р приложена в центре масс вытесненного лодкой объема воды, или, по корабельной терминологии (которой широко пользуются проектировщики гидросамолетов), в центре величины (ц.в.).

Очевидно, что для обеспечения равновесия самолета на плаву (рис. 7.76) силы G и P должны лежать на прямой, соединяющей ц.м. и ц.в., в вертикальной продольной плоскости симметрии гидросамолета - диаметральной плоскости лодки (ДП). Очевидно также, что основная плоскость лодки (ОП) - горизонтальная плоскость, проходящая через нижнюю точку поверхности лодки перпендикулярно к диаметральной плоскости, и, соответственно, нижняя строительная горизонталь лодки (НСГ), строительная горизонталь самолета (СГС) и палуба 1 - верхняя поверхность лодки в общем случае не параллельны плоскости водной поверхности и линии соприкосновения поверхности воды с корпусом лодки гидросамолета W о L о .

Линия соприкосновения спокойной поверхности воды с корпусом лодки гидросамолета W о L о при полной взлетной массе и выключенных двигателях - грузовая ватерлиния (от голл. water - вода и lijn - линия). Грузовая ватерлиния (ГВЛ) при плавании в пресной воде не совпадает с ГВЛ при плавании в морской воде, поскольку плотность пресной речной или озерной воды ρ в =1000 кг/м 3 , плотность морской воды ρ в = 1025 кг/м 3 .
Соответственно,осадкаТ (расстояние от ГВЛ до самой нижней части лодки, характеризующее погружение лодки ниже уровня воды) при одинаковой взлетной массе гидросамолета в пресной воде будет больше, чем в морской.
Значения осадок носом и кормой определяют посадку лодки гидросамолета относительно поверхности воды - дифферент лодки (от лат. differens (differetis) - разница) - наклон ее в продольной плоскости, который измеряется углом дифферента φ 0 или разностью между осадками кормы и носа. Если разность равна нулю, говорят, что лодка "сидит на ровном киле"; если осадка кормы больше осадки носа - лодка "сидит с дифферентом на корму" (как показано на рис 7.76), если меньше - лодка "сидит с дифферентом на нос".
Остойчивость (аналог термина "устойчивость" в морской терминологии) при плавании - способность гидросамолета, отклоненного внешними возмущающими силами от положения равновесия, возвращаться в исходное положение после прекращения действия возмущающих сил.
Очевидно, что при плавании частично или вполне (полностью) погруженного в воду тела нет никаких других сил для возвращения его в положение равновесия, кроме силы тяжести G и равной ей силы поддержания Р . Следовательно, только взаимное положение этих сил определит остойчивость или неостойчивость плавающего тела, что иллюстрирует рис. 7.77.

Если центр масс тела расположен ниже центра величины (рис. 7.77,а), при отклонении от положения равновесия возникает стабилизирующий момент ΔМ = Gl , возвращающий тело в исходное положениеостойчивого равновесия .
Если центр масс тела расположен выше центра величины (рис. 7.77,в), при отклонении от положения равновесия возникает дестабилизирующий момент ΔМ = Gl , и тело не может самостоятельно возвратиться в исходное положение неостойчивого равновесия .
Если положение центра масс тела совпадает с положением центра величины (рис. 7.77,б ), тело находится в безразличном равновесии.
Следует отметить, что положение центра величины существенным образом зависит от формы погруженной части тела и угла отклонения его от исходного положения равновесия.
Остойчивость гидросамолета (как и остойчивость судна) принято определять взаимным положением центра масс и метацентра - центра кривизны линии, по которой смещается центр величины водоизмещающего тела при выведении его из равновесия.
Метацентр - от греч. meta - между, после, через - составная часть сложных слов, означающих промежуточность, следование за чем-либо, переход к чему-либо другому, перемену состояния, превращение и лат. - centrum средоточие, центр.
Различают поперечную и продольную остойчивость гидросамолета (при наклонении самолета соответственно в поперечной и продольной плоскостях).
Поперечная остойчивость. Рассмотрим случай поперечного наклонения - отклонение диаметральной плоскости лодки (ДП) от вертикали, например под воздействием порыва ветра.
Гидросамолет (рис. 7.78,а) находится на плаву в состоянии равновесия, сила тяжести G и сила поддержания Р равны, лежат в диаметральной плоскости, размер а определяет возвышение центра масс над центром величины.

От боковой составляющей порыва ветра V в (рис. 7.78,б ) возникнет кренящий момент М кр в , зависящий от скоростного напора, площади и размаха наветренной (обращенной в ту сторону, откуда дует ветер) консоли крыла, площади боковой проекции гидросамолета. Под действием этого момента самолет накренится на некоторый малый (будем считать - бесконечно малый) угол γ и новое положение лодки определит новую грузовую ватерлинию W 1 L 1 , плоскость которой наклонена на угол γ от исходной ватерлинии W о L о .
Форма подводной (водоизмещающей) части лодки изменится: объем, ограниченный в каждом поперечном сечении лодки фигурой 1 , выйдет из-под воды, а равный ему объем, ограниченный в каждом поперечном сечении лодки фигурой 2 , уйдет под воду. Таким образом, величина поддерживающей силы не изменится (Р = W ρ в g = G ) С о в точку С 1 . Точка М о пересечения двух смежных линий действия архимедовых сил при бесконечно малом угле γ между ними и является начальным метацентром .
Метацентрический радиус ρ 0 определяет начальную кривизну линии смещения центра величины лодки при крене.
Мерой поперечной остойчивости гидросамолета является значение метацентрической высоты h о = ρ о - а :
- если h о > 0 - лодка остойчива;
- если h о = 0 - равновесие безразличное;
- если h о < 0 - лодка неостойчива.
В рассмотренном примере h о < 0. Нетрудно видеть, что перпендикулярные к поверхности воды и равные силы Р и G будут составлять пару с плечом l , причем момент этой пары М кр G = Gl совпадает по направлению с возмущающим моментом М кр в и увеличивает угол крена. Таким образом, гидросамолет, показанный на рис. 7.78,б , при действии внешних возмущений не возвращается к исходному положению, т. е. не обладает поперечной остойчивостью.
Очевидно, что для обеспечения поперечной остойчивости центр масс должен находиться ниже самого низкого положения метацентра.
Большинство современных гидросамолетов выполнено по классической аэродинамической схеме с фюзеляжем - лодкой, которой придаются соответствующие формы для выполнения взлета с воды и посадки на воду, высокорасположенным крылом с установленными на нем или на лодке двигателями для максимального удаления их от водной поверхности с целью исключить при движении по воде заливание крыла водой и попадание ее в двигатели и на винты самолетов с винтомоторной силовой установкой, поэтому в большинстве случаев центр масс самолета выше метацентра (как на рис. 7.78,б ) и однолодочный гидросамолет в поперечном отношении неостойчив.
Проблемы поперечной остойчивости гидросамолета однопоплавковой или однолодочной схемы могут быть решены применением подкрыльных поплавков (рис. 7.79).

Подкрыльный поплавок 1 устанавливают на пилоне 2 по возможности ближе к концу крыла 3 .Опорные (поддерживающие) подкрыльные поплавки не касаются воды при движении гидросамолета на ровной воде 4 и обеспечивают остойчивое положение гидросамолета с углами крена 2-3° при стоянке,несущиеподкрыльные поплавки частично погружены в воду и обеспечивают стоянку без крена.
Водоизмещение поплавка выбирается таким образом, чтобы под воздействием ветра с определенной скоростью V в гидросамолет, находящийся на скате волны 5 , соответствующей предельному волнению акватории, заданному в ТЗ на проектирование, накренился на определенный угол γ . В этом случае восстанавливающий момент поплавка, определяемый поддерживающей силой поплавка Р п и расстояниемb п от диаметральной плоскости поплавка до диаметральной плоскости лодки, М п = Р п b п , должен парировать (уравновесить) кренящие моменты М кр в от ветра и М кр G от неостойчивой лодки.

Продольная остойчивость определяется такими же условиями, как и поперечная. Если под действием какого-либо внешнего возмущения гидросамолет (рис. 7.80) получит продольное наклонение от исходного положения, определяемого ватерлинией W о L о , например увеличение на угол Δφ дифферента на нос, это определит новую грузовую ватерлинию W 1 L 1 .
Объем лодки 1 выйдет из-под воды, а равный ему объем 2 уйдет под воду, при этом значение поддерживающей силы не изменится (Р = W ρ в g = G ) , однако центр величины сместится из исходного положения С 0 в точку С 1 . Точка М о * пересечения двух смежных линий действия поддерживающих сил при бесконечно малом угле Δφ между ними определит положение начального продольного метацентра .
Мера продольной остойчивости гидросамолета - продольная метацентрическая высота H о = R о - а .
Обеспечить продольную остойчивости гидросамолета проще, чем поперечную, в том смысле, что сильно развитая в длину лодка почти всегда обладает естественной продольной остойчивостью (H о > 0).
Отметим, что пикирующий момент от силы тяги двигателя, линия действия которой обычно проходит выше центра масс самолета, заглубляет носовую часть лодки, уменьшает угол начального дифферента, т. е. заставляет лодку принять некоторый дифферент на нос, что определит новую грузовую ватерлинию , которая называется "упорной" .
Гидростатические силы (силы поддержания), обеспечивающие плавучесть и остойчивость лодки в состоянии покоя, естественно, в большей или меньшей мере проявляются и в процессе движения по воде.
Весьма важной характеристикой гидросамолета, определяющей его мореходность, является способность преодолевать сопротивление воды и развивать необходимую скорость движения по воде при минимальных затратах мощности.
Гидродинамическая сила сопротивления воды движению лодки в режиме плавания определяется трением воды в пограничном слое (сопротивление трения) и распределением гидродинамического давления потока воды на лодку (сопротивление формы, связанное с образованием вихревых течений - его иногда называют водоворотным сопротивлением) и зависит от скорости движения (скоростного напора ρ в V 2 /2 ), формы и состояния поверхности лодки.
Здесь уместно напомнить, что плотность воды ρ в больше плотности воздуха на уровне моря примерно в 800 раз!
К этому сопротивлению добавляется волновое сопротивление, которое, в отличие от волнового сопротивления, связанного с необратимыми потерями энергии в скачке уплотнения при полете с закритическими скоростями (см. раздел 5.5), возникает при движении тела вблизи свободной поверхности жидкости (поверхности раздела воды и воздуха).
Волновое сопротивление - часть гидродинамического сопротивления, характеризующая затрату энергии на образование волн.
Волновое сопротивление в воде (тяжелой жидкости) возникает при движении погруженного или полупогруженного тела (поплавка, лодки) вблизи свободной поверхности жидкости (т. е. границы воды и воздуха). Движущееся тело оказывает добавочное давление на свободную поверхность жидкости, которая под влиянием собственной силы тяжести будет стремиться вернуться к исходному положению и придет в колебательное (волновое) движение. Носовая и кормовая части лодки образуют взаимодействующие между собой системы волн, оказывающие существенное влияние на сопротивление.
В режиме плавания равнодействующая сил гидродинамического сопротивления практически горизонтальна.
Форма водоизмещающей части гидросамолета (как и форма судна) должна обеспечить способность движения по воде с минимальным сопротивлением и, как следствие, с минимальными затратами мощности (ходкость судна , по морской терминологии).
При проектировании гидросамолетов (как и судов) для выбора форм и оценки гидродинамических характеристик используются результаты испытаний путем буксировки ("протаски") динамически подобных моделей в опытовых бассейнах (гидроканалах ) или в открытых акваториях.
Однако, в отличие от судна, комплекс характеристик мореходности гидросамолета значительно шире, основной из них является способность производить безопасные взлеты и посадки на взволнованной поверхности с определенной высотой волны, при этом скорости хода по воде гидросамолетов во много раз превышают скорости морских судов.
Благодаря особой форме днища лодки гидросамолета возникают гидродинамические силы, поднимающие носовую часть и вызывающие общее значительное всплытие лодки.
Следовательно, движение гидросамолета, в отличие от судна, происходит при переменном водоизмещении и угле дифферента лодки (фактически угле набегания водяного потока на днище, аналогичном углу атаки крыла). На скоростях движения по воде, близких к скорости отрыва при взлете, водоизмещение практически равно нулю - гидросамолет идет в режиме глиссирования (от франц. glisser - скользить) - скольжения по поверхности воды. Характерная особенность режима глиссирования заключается в том, что равнодействующая сил гидродинамического сопротивления воды имеет настолько большую вертикальную составляющую (гидродинамическую силу поддержания ), что лодка большей частью своего водоизмещающего объема выходит из воды и скользит по ее поверхности. Поэтому обводы (очертания наружной поверхности) лодки гидросамолета (рис. 7.81) существенно отличаются от обводов судна.

Основное отличие состоит в том, что днище (нижняя поверхность лодки, которая является основной опорной поверхностью при движении гидросамолета по воде) имеет один или несколькореданов (франц. redan - уступ), первый из которых, как правило, располагается вблизи центра масс гидросамолета, а второй в кормовой части. Прямые в плане реданы (рис. 7.81,а ) создают в полете значительно большее сопротивление, чем заостренные (стреловидные, оживальные) реданы (рис. 7.81,б ), гидродинамическое сопротивление и брызгообразование которых существенно меньше. Со временем ширина второго редана постепенно уменьшалась, межреданная часть днища стала сходиться в одной точке (рис. 7.81,в ) на корме лодки.

В процессе развития гидроавиации изменялась и форма поперечного сечения лодки (рис. 7.82). Лодки с плоским днищем (рис. 7.82,а ) и с продольными реданами (рис. 7.82,б ), слабокилеватые (т. е. с небольшим наклоном участков днища от центральной килевой линии к бортам - рис. 7.82,в ) и с вогнутым днищем (рис. 7.82,г ) постепенно уступали место килеватым лодкам с плоскокилеватым днищем (рис. 7.82,д ) или с более сложным (в частности, криволинейным) профилем килеватости (рис. 7.82,е ).
Здесь следует отметить, что гидросамолеты не имеют амортизаторов (см. раздел 7.3), способных поглощать и рассеивать энергию ударов при посадке на воду. Поскольку вода - практически несжимаемая жидкость, то сила удара о воду соизмерима с силой удара о землю. Основное назначениекилеватости - заменить собой амортизатор и при

постепенном погружении в воду клиновой (килеватой) поверхности при посадке смягчить посадочный удар, а также удары воды о днище лодки при движении на взволнованной поверхности воды.
Характерные обводы лодки современного гидросамолета представлены на рис. 7.83. Лодка имеет поперечную и продольную килеватость днища.
Поперечная килеватость лодки (или угол, образуемый килем и скулами) выбирается исходя из условий обеспечения приемлемых перегрузок на взлетно-посадочных режимах и обеспечения динамической путевой остойчивости.
Угол поперечной килеватости носовой части лодки начиная от первого редана β р н плавно увеличивается к носу лодки (на виде спереди А-А - наложенные сечения по носовой части лодки) таким образом, что формируется волнорез в носовой частим лодки, "разваливающий" встречную волну и уменьшающий волно- и брызгообразование.
Скула (линия пересечения днища и борта лодки) препятствует прилипанию воды к бортам. Для создания приемлемого волно- и брызгообразования применяют выгиб носовых скул , т. е. профилировку днища носовой части лодки по сложным криволинейным поверхностям.

Днище межреданной части лодки (на виде сзади Б-Б - наложенные сечения по кормовой части лодки) обычно плоскокилеватое - значение угла β р м постоянно. Углы поперечной килеватости на редане обычно порядка 15-30°.
Продольная килеватость лодки γ л = γ н + γ м определяется углом продольной килеватости носовой части γ н и углом продольной килеватости межреданной части γ м .

Длина, форма и продольная килеватость носовой части (γ н @ 0¸3° ), влияющие на продольную остойчивость и угол начального дифферента, выбираются такими, чтобы исключить зарывание носом и заливание палубы водой при высоких скоростях хода.
Продольная килеватость межреданной части (γ м @ 6¸9° ) выбирается так, чтобы обеспечить устойчивое глиссирование, посадку на сушу при максимально допустимом угле атаки и сход на воду (для самолета-амфибии) по существующимслипам (англ. slip , букв. - скольжение) - уходящим в воду наклонным береговым площадкам для схода амфибии на воду и выхода на берег.
При достаточной продольной килеватости межреданной части отрыв при взлете с воды может происходить "с подрывом" (увеличением угла атаки) на максимально допустимом коэффициенте подъемной силы.
Отрыв с воды при взлете осложнен тем, что кроме сил сопротивления воды движению лодки, рассмотренных выше, между днищем лодки и водой действуют силы сцепления (подсасывания), особенно в задней части лодки.
Назначение редана - уничтожить подсасывающее действие воды (подсос) при разбеге, уменьшить этим сопротивление воды, дать возможность лодке "отлипнуть&qu