Корабельный самолёт

В период Второй мировой войны корабельные самолёты-истребители, торпедоносцы, бомбардировщики были с поршневыми двигателями. Их максимальная скорость полёта 500–700 км/ч, практический потолок 7–12 км, дальность полёта до 2000 км. В послевоенный период появились реактивные корабельные самолёты: истребители, штурмовики, бомбардировщики, противолодочные, радиолокационного дозора, радиопротиводействия. Их максимальная скорость полёта 800–2500 км/ч, практический потолок 7–22 км, дальность полёта до 5500 км.

Корабельные самолёты подразделяются по способу взлёта; наиболее распространёнными взлётами являются: катапультный, вертикальный, с коротким разбегом и трамплинный. Также разделение есть по способу посадки: аэрофинишёрная, вертикальная, короткая.

Катапультный взлёт осуществляется с помощью паровой корабельной катапульты, которая обеспечивает на небольшой дистанции разгон самолёта до требуемой скорости. Конечная воздушная скорость катапультного старта практически равна скорости отрыва самолёта при его разбеге по аэродрому. Разница состоит в том, что разгон осуществляется за счёт тяги двигателей и главным образом за счёт тяги катапульты.

При катапультном взлёте угол тангажа близок к нулевому значению. После скоростного схода с палубы происходит поворот самолёта относительно поперечной оси, увеличивается угол тангажа и соответственно угол атаки для увеличения подъёмной силы, необходимой для предотвращения уменьшения высоты, а затем и для набора высоты.

Отдельные конструктивные элементы крыла помогают подъёмной силе: предкрылки, носовые щитки, отклоняемые носки, закрылки, щитки-закрылки и др.

Предкрылки — это небольшие крылышки, установленные вдоль передней кромки крыла. При выдвижении предкрылка между ним и крылом образуется профилированная щель. Воздух, выходящий из щели на верхнюю поверхность крыла, увеличивает скорость потока в пограничном слое и повышает его устойчивость к отрыву. В результате увеличивается критический угол атаки и максимальный коэффициент подъёмной силы.

Носовые щитки при отклонении вызывают изменение кривизны крыла вблизи передней кромки, обеспечивают более плавное обтекание передней кромки, уменьшают местные положительные градиенты давления и срыв потока затягивается на большие углы атаки. Кроме того, при отклонении носового щитка увеличивается площадь крыла. В результате увеличивается максимальный коэффициент подъёмной силы.

Отклоняемые носки крыла изменяют кривизну крыла и позволяют увеличить критический угол атаки и максимальный коэффициент подъёмной силы. Наиболее эффективным является отклонение носков на угол, обеспечивающий безударный вход потока на переднюю кромку. На крыле конечного размаха местные углы атаки в различных сечениях неодинаковы, поэтому потребные углы отклонения носков для обеспечения безударного входа потока различны. Так как по размаху крыла углы отклонения носков значительно изменяются, то для практической реализации безударного входа потока отклоняемый носок должен быть разрезан на секции для отклонения каждой секции на свой угол. Отклонение носков позволяет увеличить аэродинамическое качество за счёт уменьшения сопротивления, обусловленного подъёмной силой.

В качестве механизации задней кромки используются различные типы закрылков (простые, щелевые, многозвенные, выдвижные).

Принцип работы простого закрылка состоит в изменении кривизны крыла и в торможении потока под крылом при отклонённой закрылке и разгоне его над крылом. В результате возрастает подъёмная сила крыла. Увеличение угла отклонения закрылка приводит к росту положительного градиента давления.

Для эффективной работы закрылка на больших углах его отклонения применяются щелевые закрылки. Воздух, проходя через профилированную щель с нижней поверхности на верхнюю, увеличивает скорость в пограничном слое и повышает его устойчивость к отрыву. В результате увеличивается прирост коэффициента подъёмной силы.

Для повышения эффективности закрылков их иногда делают многозвенными, многощелевыми. Кроме положительного влияния щелей здесь достигается также более плавное изменение кривизны, что уменьшает положительные градиенты давления на закрылке, увеличиваются суммарный угол отклонения и прирост коэффициента подъёмной силы.

Выдвижной закрылок в отличие от простого одновременно с отклонением вниз выдвигается назад. При этом увеличивается площадь крыла, уменьшаются удлинение крыла и положительные градиенты давления, в результате заметно возрастает коэффициент подъёмной силы.

При наличии крыла изменяемой стреловидности для увеличения несущих свойств на взлёте крыло устанавливается в положение минимальной стреловидности, что позволяет получить большие значения коэффициента подъёмной силы как за счёт меньшей стреловидности, так и за счёт большего удлинения крыла.

Вертикальный взлёт производят за счёт вертикально направленной тяги силовой установки самолёта. Этому типу корабельных самолётов не требуется разгона по палубе, они осуществляют взлёт с нулевой скоростью, а разгон и переход в горизонтальный полёт обеспечиваются в воздухе после отрыва от палубы корабля — с переводом тяги двигателя в горизонтальное положение. Для балансировки самолёта применяются системы управления в виде сопел на концах крыльев, в носу и в хвосте самолёта с подачей сжатого воздуха (или газов) от двигателей для создания управляющих моментов.

В процессе вертикального взлёта и висения вектор тяги силовой установки направлен под углом (или близким) к 90° к поверхности взлётно-посадочной площадки. Следовательно, высокотемпературные струи выхлопных газов с большой кинетической энергией направлены вертикально. Истекающие из двигателей выхлопные струи вызывают взаимодействие: с взлётно-посадочной площадкой; с поверхностями самолёта; с двигателями; струи с другими струями и внешним силам ветра.

Корабельному самолёту вертикального взлёта для его нормального функционирования необходимо обеспечить:

• вертикальную тягу (силовой установки), превышающую по величине силы тяжести для его взлёта без разбега и висения;
• горизонтальную тягу для совершения обычного полёта и маневрирования;
• промежуточные по направлению тяги между вертикальной и горизонтальной для перехода от взлёта, висения в горизонтальный полёт;
• управляющие силы и моменты для управления и стабилизации самолёта на околонулевых скоростях движения, когда аэродинамические силы очень малы или вовсе отсутствуют;
• защиту взлётно-посадочных площадок, конструкции самолёта и двигателя от воздействия выхлопных струй высокой энергии.

При висении самолёта вблизи палубы корабля и сложных пространственных движениях палубы (по вертикали, кормовой и бортовой качке) меняется геометрическое положение самолёта относительно палубы, а это вызывает изменение устойчивости и управляемости.

Сложность посадки зависит от числа и расположения двигателей на самолёте, формы выходных устройств, энергетических характеристик струй, компоновки частей самолёта (крыла, фюзеляжа, воздухозаборника), близости среза сопел и поверхностей самолёта от поверхности взлётно-посадочной площадки, скорости и направления внешнего потока воздуха, особенностей процесса посадки.

Аэрофинишёр обеспечивает посадку с помощью троса, который захватывает тормозной крюк, укреплённый на самолёте, плавно тормозит его до полной остановки.

При данной посадке, задачей является посадить самолёт в пределах дистанции около 30 м, т.е. в пределах расстояния от первого до последнего троса аэрофинишёра в заданных (допустимых) пределах вертикальной и горизонтальной скоростей, исходя из прочности конструкции самолёта и аэрофинишёра.

Посадка корабельных самолётов осуществляется с помощью оптической системы и (или) автоматической системы посадки.

При оптической системе посадки, если самолёт идёт выше или ниже глиссады (постоянного угла атаки), то лётчик видит красный огонь оптической системы соответственно выше или ниже зелёного горизонта и, требующей немедленного корректирующего действия, иначе потребуется уход на второй круг.

Другой вариант посадки на палубу по постоянной глиссаде — автоматическая система регулирования тяги при заходе на посадку, называемая автомат тяги, который установлен на всех палубных реактивных самолётах.

Третий вариант посадки — полностью автоматическая система управления, осуществляющая необходимые изменения углов тангажа и крена для вывода самолёта на правильную глиссаду и курс. Система обрабатывает текущие данные местоположения самолёта (высота, дальность и курс) и движения авианосца (по тангажу, крену, рысканию и вертикальная качка для обеспечения стабилизированной глиссады).

Критичность ухода на второй круг зависит от неблагоприятного пространственного положения, воздушной скорости и (или) скорости снижения, а на завершающем этапе — из-за промаха или срыва аэрофинишёра.

Корабельные самолёты короткого или трамплинного взлёта осуществляют взлёт с разбегом на палубе и дальнейшим разгоном на воздушном участке после отрыва от палубы или от трамплина.

При коротком разбеге на ровной палубе, чтобы с момента начала движения ускорение было наибольшим, перед началом разбега колёса затормаживаются и двигатели выводятся на максимальный (форсажный) режим, после чего тормоза отпускаются. Разбег выполняется на всех колёсах, а поднимается переднее колесо только перед самым отрывом.

При трамплинном взлёте самолёт движется в завершающей стадии на криволинейном трамплине, на котором к концу движения по нему он набирает определённый угол наклона траектории (угол наклона трамплина не превышает 20°) и высоту над плоской поверхностью движения, что позволяет отрываться от поверхности корабля при нормальной перегрузке меньше единицы. Это приводит к возможности значительного уменьшения скорости отрыва самолёта, а значит, и длины разбега.

Трамплинный взлёт может осуществляться самолётами с поворотом вектора тяги, газодинамической системой управления (самолётами вертикального взлёта) и обычными самолётами без управления вектором тяги и у которых применены обычные для самолётов органы управления.