Многофункциональный самолет корабельного базирования, способ его управления и система индикации по углу атаки самолета

Многофункциональный самолет корабельного базирования, способ его управления и система индикации по углу атаки самолета

Иллюстрации

Показать все

Реферат

Изобретение относится к области авиации, а именно к самолетам корабельного базирования многофункционального назначения как в одноместной, так и в двухместной конфигурациях, которые максимально унифицированы между собой, способным обеспечивать обнаружение, распознавание, сопровождение и поражение воздушных, наземных и надводных целей управляемым и неуправляемым оружием при одновременном проведении оборонительных мероприятий с применением средств радиоразведки активного и пассивного противодействия и средств снижения радиолокационной заметности.

Наиболее близким аналогом заявленного изобретения в отношении всех объектов является самолет F/A-18E американской фирмы Боинг («Техническая информация». ЦАГИ, выпуск №1, 1999 г.).

Истребители «Супер Хорнит» (самолет F/A-18Е) в силу своей большой размерности (сравнительно с его предшественником «Хорнитом» и истребителем «Рафаль М») могут базироваться на авианосцах водоизмещением 80÷90 тыс. тонн, то есть на таких, которыми располагают только США.

Задачей изобретений является создание многофункционального самолета корабельного базирования, обеспечивающего универсальность, возможность преобразования из одноместного в двухместный вариант вне заводских условий с максимальной унификацией базовых элементов, возможность базирования на авианесущих кораблях сравнительно небольшого водоизмещения, повышение безопасности полета.

При решении поставленной задачи достигается следующий технический результат:

- улучшение взлетно-посадочных характеристик;

- улучшение характеристик маневренности и управляемости самолета;

- улучшение газодинамических характеристик работы силовой установки самолета;

- повышение безопасности полета самолета на взлетно-посадочных и крейсерских режимах;

- расширение функциональных возможностей;

- упрощение переоборудования самолета из одноместного в двухместный вариант.

Поставленная задача решается, а достигаемый технический результат обеспечивается в многофункциональном самолете корабельного базирования, содержащем фюзеляж, кабину экипажа, складывающееся крыло с развитой механизацией передней и задней кромок, вертикальное и горизонтальное оперение, силовую установку, имеющую регулируемые воздухозаборники и устройство защиты двигателей от попадания посторонних предметов, коробку самолетных агрегатов, системы управления самолетом и двигателем, бортовую систему контроля, топливную, гидравлическую и воздушную системы, шасси, систему торможения в виде тормозного гака за счет того, что кабина экипажа выполнена с возможностью трансформирования из одноместного в двухместный вариант с тандемным размещением пилотов в переднем и заднем отсеках кабины экипажа в общей герметичной зоне под одним фонарем, при этом в одноместном варианте в кабине экипажа, в ее заднем отсеке, размещен вкладной топливный бак, отделенный от обитаемого объема кабины экипажа герметичной перегородкой, крыло выполнено с передним наплывом и снабжено системой управляемых аэродинамических поверхностей, включающей двухзвенные адаптивные носки, расположенные вдоль передней кромки крыла и отклоняемые в зависимости от угла атаки и числа М полета, закрылки, концевые флапероны, расположенные на задней кромке крыла, и вихревые щитки, размещенные на нижней поверхности переднего наплыва, при этом регулируемые воздухозаборники силовой установки снабжены подвижными обечайками с возможностью отклонения их вниз на угол 20° от строительной горизонтали самолета при выпущенном шасси с обеспечением уменьшения потерь давления в воздухозаборниках, а при убранном шасси находящиеся заподлицо с подвижными элементами воздухозаборников, устройство для защиты двигателей от попадания посторонних предметов выполнено в виде отклоняемых решеток с приводом, шарнирно-установленных на подвижных элементах регулируемых воздухозаборников с возможностью выпуска и уборки, коробка самолетных агрегатов выполнена с возможностью обеспечения привода агрегатов самолета от турбостартеров-энергоузлов при неработающих двигателях, а также с возможностью последовательного и одновременного запуска двигателей от турбостартеров, при этом самолет снабжен накладным модулем, расположенным за кабиной экипажа для размещения самолетного оборудования и/или агрегатов, причем на отдельные элементы планера самолета и силовой установки, а также участки фонаря нанесено радиопоглощающее покрытие, обеспечивающее снижение радиолокационной заметности самолета, а отдельные антенные отсеки и элементы заантенной части радара изготовлены из радиопоглощающего материала.

В одноместном варианте герметизация кабины экипажа может быть осуществлена по внешним контурам переднего отсека кабины, фонарю и герметичной крышке - кожуху заднего отсека кабины экипажа - отсеку вкладного топливного бака.

В двухместном варианте герметизация между откидной частью фонаря и фюзеляжем может быть осуществлена по замкнутому контуру профилем, расположенным на дуге каркаса козырька фонаря, боковых профилях среза фюзеляжа от козырька фонаря до заднего герметичного шпангоута заднего отсека кабины экипажа и на его перемычке.

Боковые части задних шпангоутов переднего и заднего отсеков кабины экипажа могут быть выполнены в виде панелей с герморазъемами для трасс электрокоммуникаций или в виде панелей с отверстиями под жгуты электрокоммуникаций.

В полу заднего отсека кабины экипажа могут быть выполнены отверстия для прохода топливной и дренажной труб топливной системы к вкладному топливному баку, закрытые герметичной крышкой в двухместном варианте самолета.

Адаптивные носки крыла многофункционального самолета корабельного базирования могут быть выполнены автоматически отклоняемыми на всех режимах полета: на взлете - с возможностью отклонения на угол δ_н=20°; на посадке - с возможностью отклонения на угол δ_н=20°+f(φ_стаб, α_ист), с обеспечением одновременного автоматического выпуска закрылков или концевых фраперонов во взлетное или посадочное положения, а в полете адаптивные носки крыла выполнены с возможностью отклонения в соответствии с законом δ_н=f(α_упр, М):

1. При М<0,75

δ_н=k₁α_упр1+k₂α_упр2+k₃α_упр3+k₄α_упр4,

где k₁=0; k₂=3; k₃=0,8; k₄=5;

α_упр1≤3°; 3°<α_упр2≤5°; 5°<α _упр3 ≤10°; 10°<α_упр4≤14°;

δ_н=30° при α_упр>14°.

2. При М=0,85

δ_н=k₁α_упр1+k₂α_упр2+k₃α_упр3+k₄α_упр4,

где k₁=0; k₂=3; k₃=0,8; k₄=5;

α_упр1≤3°; 3°<α_упр2≤5°; 5°<α _упр3 ≤10°; 10°<α_упр4≤12°;

δ_н=20° при α_упр>12°.

3. При М=0,95

δ_н=k₁α_упр1+k₂α_упр2+k₃α_упр3,

где k₁=0; k₂=3; k₃=0,8;

α_упр1≤3°; 3°<α_упр2≤5°; 5°<α_упр3 ≤10°;

δ_н=20° при α_упр>10°.

4. При М>1,05δ_н =0°

где δ_н - угол отклонения адаптивных носков;

φ_стаб - угол отклонения цельноповоротного горизонтального оперения;

где α_упр=α_ист+К_α×ά;

α_ист - истинный угол атаки;

К_ά - коэффициент упреждения;

ά - производная по времени от угла атаки;

М - число Маха полета;

k_i - экспериментальные линейные коэффициенты.

Адаптивные носки крыла могут быть выполнены двухзвенными.

Адаптивные носки крыла могут быть выполнены с возможностью их аварийного отклонения одновременно с закрылками или флаперонами крыла от воздушной системы самолета.

Вихревые щитки на наплыве крыла могут быть выполнены управляемыми и выпускаются на посадке.

Вихревые щитки могут быть выполнены двухсекционными, причем каждая из секций приводится в движение и удерживается в крайних положениях своим гидроцилиндрами, синхронизированными между собой давлением в гидросистеме.

Секции вихревых щитков могут быть установлены по кромке наплыва на петле с возможностью их поворота на 100° от убранного положения.

Каждая из секций вихревых щитков может быть выполнена в виде замкнутого контура, состоящего из внешней и внутренней обшивки и набора диафрагм между ними, по крайней мере, одна из которых выполнена силовой и снабжена узлом крепления к гидроцилиндру.

На передней кромке каждого из щитков может быть размещена петля для крепления его к наплыву крыла.

Накладной сменный модуль может иметь чечевицеобразную форму поперечного сечения и состоять из трех, соединенных между собой отсеков: головного - дренажный топливный бак, среднего - отсек оборудования и хвостового - топливный бак.

Накладной сменный модуль может иметь чечевицеобразную форму поперечного сечения и включать отсек оборудования.

Конструктивно-силовая схема накладного сменного модуля может быть образована верхней и нижней трехслойными панелями с обшивками и сотами, диафрагмами и цилиндрическими распорками с наконечниками.

Цилиндрические распорки могут быть выполнены из углепластика с металлическими наконечниками.

Коробка самолетных агрегатов может содержать блок редукторов и угловые приводы, при этом блок редукторов включает в себя следующие основные узлы, собранные в едином корпусе: правый и левый редукторы привода агрегатов с автономной маслосистемой, не связанные между собой кинематически, каждый из редукторов выполнен с возможностью осуществления привода своего комплекта самолетных агрегатов и снабжен электромеханическим переключателем, обеспечивающим переключение режимов работы коробки самолетных агрегатов, а угловой привод представляет собой трансмиссию между двигателем и блоком редукторов с устройствами компенсации взаимных перемещений двигателя относительно коробки самолетных агрегатов.

Многофункциональный самолет корабельного базирования может быть снабжен двумя резервными насосными станциями, использующимися в качестве аварийного источника питания, основной и бустерной, гидросистем самолета, при этом обе резервные насосные станции приводятся в действие от топливных магистралей высокого давления двигателей.

Для укороченной посадки на наземный аэродром колеса главных стоек шасси могут быть снабжены системой воздушного охлаждения дисковых тормозов с приводом вентилятора от электродвигателя.

Отклоняемые решетки устройства для защиты двигателей от попадания посторонних предметов могут быть установлены на выпуск по сигналу от обжатой стойки шасси, а на уборку - при достижении скорости полета V_пр=350 км/час, где V_пр - приборная скорость полета.

Откидная часть фонаря кабины экипажа может иметь универсальное многослойное защитное покрытие, обеспечивающее снижение потока инфракрасного излучения в кабину на 30-40%, стабилизацию оптической прозрачности на уровне не менее 70%, насыщение радиолокационным излучением от радаров противника и уменьшение бликовости от источников света в кабине и внешних источников освещения.

В многофункциональном самолете корабельного базирования радиопоглощающее покрытие может быть нанесено на головную часть фюзеляжа перед воздухозаборниками.

Также радиопоглощающее покрытие может быть нанесено на нижнюю корневую часть крыла.

А также радиопоглощающее покрытие может быть нанесено на поверхность капота двигателя, прилегающую к нижней корневой части крыла.

Кроме того, радиопоглощающее покрытие может быть нанесено на каналы воздухозаборников.

Радиопоглощающее покрытие может быть нанесено на нижнюю заднюю кромку концевых флаперонов.

Также радиопоглощающее покрытие может быть нанесено на локальные участки перед надстройками в головной части фюзеляжа.

Радиопоглощающее покрытие может быть нанесено на входные направляющие аппараты и коки двигателей.

Кроме того, радиопоглощающее покрытие может быть нанесено на козырек фонаря кабины экипажа и выполнено в виде металлизации всей его поверхности.

Радиопоглощающее покрытие может быть нанесено на внутреннюю поверхность откидной части фонаря.

Также радиопоглощающее покрытие может быть нанесено на радиопрозрачный конус в сечении соединения конуса с головной частью фюзеляжа.

Поставленная задача решается, а достигаемый технический результат обеспечивается в способе управления многофункциональным самолетом корабельного базирования, заключающемся в том, что изменяют кривизну профиля крыла путем отклонения механизации передней и/или задней кромки крыла за счет того, что адаптивные носки крыла отклоняют автоматически на всех режимах полета: на взлете на угол δ_н=20°; на посадке на угол δ_н=20°+f(φ_стаб, α_ист), при этом одновременно с отклонением адаптивных носков осуществляют автоматический выпуск закрылков или концевых флаперонов во взлетное или посадочное положения, кроме того, при посадке выпускают вихревые щитки, а в полете отклонение адаптивных носков осуществляют в соответствии с законом δ_н=f(α_упр, М):

1. При М<0,75

δ_н=k₁α_упр1+k₂α_упр2+k₃α_упр3+k₄α_упр4,

где k₁=0; k₂=3; k₃=0,8; k₄=5;

α_упр1≤3°; 3°<α_упр2≤5°; 5°<α _упр3 ≤10°; 10°<α_упр4≤14°;

δ_н=30° при α_упр>14°.

2. При M=0,85

δ_н=k₁α_упр1+k₂α_упр2+k₃α_упр3+k₄α_упр4,

где k₁=0; k₂=3; k₃=0,8; k₄=5;

α_упр1≤3°; 3°<α_упр2≤5°; 5°<α _упр3 ≤10°; 10°<α_упр4≤12°;

δ_н=20° при α_упр>12°.

3. При М=0,95

δ_н=k₁α_упр1+k₂α_упр2+k₃α_упр3,

где k₁=0; k₂=3; k₃=0,8;

α_упр1≤3°; 3°<α_упр2≤5°; 5°<α _упр3 ≤10°;

δ_н=10° при α_упр>10°.

4. При М>1,05 δ_н=0°

где δ_н - угол отклонения адаптивных носков;

φ_стаб - угол отклонения цельноповоротного горизонтального оперения;

где α_упр=α_ист+К_ά×ά;

α_ист - истинный угол атаки;

К_ά - коэффициент упреждения;

ά - производная по времени от угла атаки;

М - число Маха полета;

k_i - экспериментальные линейные коэффициенты.

Поставленная задача решается, а достигаемый технический результат обеспечивается в системе индикации по углу атаки многофункционального самолета корабельного базирования, содержащей три световых поля: центральное, верхнее и нижнее, служащие соответственно для отображения информации о соответствии, о превышении и уменьшении действительного угла атаки самолета по отношению к заданному углу атаки за счет того, что центральное световое поле выполнено в виде прямоугольника, верхнее и нижнее световые поля выполнены в виде ряда дискретно расположенных полос в форме прямоугольников, расположенных с шагом по обе стороны от центрального поля.

Полосы верхнего и нижнего световых полей могут быть выполнены расширяющимися в направлении от центрального поля.

Центральное, верхнее и нижнее световые поля могут быть выполнены цветными, при этом центральное поле имеет зеленый цвет, верхнее - желтый, а нижнее - красный.

Крайние полосы верхнего и нижнего световых полей могут быть выполнены мигающими с заданной частотой.

Изобретение поясняется чертежами, где на фиг.1 изображен общий вид многофункционального самолета корабельного базирования при виде сбоку; на фиг.2 - общий вид многофункционального самолета корабельного базирования при виде сверху; на фиг.3 - кабина экипажа в одноместном варианте самолета; на фиг.4 - кабина экипажа в двухместном варианте самолета; на фиг.5 - накладной модуль; на фиг.6 - адаптивный носок крыла в убранном положении; на фиг.7 - адаптивный носок крыла в отклоненном положении; на фиг.8 - вихревой щиток; на фиг.9 - схема осуществления алгоритма управления адаптивными носками крыла; на фиг.10 - схема подключения аварийных насосных станций; на фиг.11 - кинематическая схема коробки самолетных агрегатов; на фиг.12 - система индикации по углу атаки многофункционального самолета корабельного базирования.

Самолет корабельного базирования содержит фюзеляж 1, кабину 2 экипажа, складывающееся крыло 3 с развитой механизацией передней и задней кромок, вертикальное 4 и горизонтальное 5 оперение, представляющее собой цельноповоротное горизонтальное оперение (ЦПГО), двухдвигательную силовую установку 6, коробку самолетных агрегатов, системы управления самолетом и двигателями, топливную, гидравлическую и воздушную системы, переднюю 7 и главные 8 стойки шасси, систему торможения (фиг.1 и фиг.2).

Кабина 2 экипажа выполнена с возможностью трансформирования из одноместного в двухместный вариант с тандемным размещением пилотов в переднем 12 и заднем 13 отсеках кабины 2 экипажа в общей герметичной зоне под одним фонарем 9 (фиг.3 и фиг.4). Такая концепция позволяет:

- производителю иметь единый конвейер для обеих версий самолета и принимать решение, будет ли это одноместный или двухместный самолет;

- эксплуатанту иметь единый многофункциональный самолет, способный быстро трансформироваться из многоцелевого одноместного в ударный и учебно-боевой двухместный и наоборот, т.е. оперативно и гибко реагировать на изменение требований, предъявляемых к составу парка самолетов, такая универсальность особенно ценна для палубного самолета, базирующегося на авианесущем корабле сравнительно небольшого водоизмещения.

В одноместном варианте самолета (фиг.3) в кабине 2 экипажа, в ее заднем отсеке 13, на месте второго пилота, размещен вкладной топливный бак 10, отделенный от обитаемого объема кабины экипажа герметичной перегородкой 11, проходящей по внешним контурам переднего отсека 12 кабины экипажа, фонарю 9 и герметичной крышке - кожуху заднего отсека 13 кабины 2 экипажа - отсеку вкладного топливного бака 10. В полу заднего отсека 13 кабины 2 экипажа выполнены отверстия 14 для прохода топливной и дренажной труб топливной системы самолета к вкладному топливному баку, закрытые герметичной крышкой 15 в двухместном варианте самолета.

В двухместном варианте самолета (фиг.4) герметизация между откидной частью фонаря 9 и фюзеляжем 1 самолета осуществлена по замкнутому контуру профилем, расположенным на дуге каркаса козырька фонаря 9, боковых профилях среза фюзеляжа 1 от козырька фонаря 9 до заднего герметичного шпангоута заднего отсека 13 кабины 2 экипажа и на его перемычке. Боковые части задних шпангоутов переднего 12 и заднего 13 отсеков кабины экипажа выполнены в виде панелей с герморазъемами 16 для трасс электрокоммуникаций или в виде панелей с отверстиями под жгуты электрокоммуникаций. Отображение информации о конфигурации самолета, о параметрах гидро- и пневмосистем, системы жизнеобеспечения, тормозной системы, системы топливоизмерения, параметрах работы силовой установки осуществляется посредством сбора информации и ее преобразования бортовой системой контроля с последующей передачей данных в многофункциональный вычислительный комплекс для дальнейшего отображения пилоту на соответствующих индикаторах.

Силовая установка имеет регулируемые воздухозаборники 17 и устройство защиты двигателя от попадания посторонних предметов.

Регулируемые воздухозаборники 17 расположены по бокам от носовой части фюзеляжа 1 под крылом 3 (фиг.1). Система регулирования воздухозаборников имеет оригинальный элемент в виде регулируемой обечайки воздухозаборника (на чертеже не показана). В полете обечайка убрана, что обеспечивает плавное обтекание воздухозаборников. При выпущенных шасси обечайки отклонены вниз на 20° от строительной горизонтали самолета и обеспечивают уменьшение потерь давления в воздухозаборниках и соответственно увеличение тяги двигателя на взлете.

Устройство для защиты двигателей от попадания посторонних предметов выполнено в виде отклоняемых решеток (на чертеже не показаны), с приводом, шарнирно-установленных на подвижных элементах регулируемых воздухозаборников с возможностью выпуска и уборки.

Отклоняемые решетки установлены на выпуск по сигналу от обжатой стойки шасси, а на уборку - при достижении скорости полета V_пр=350 км/час, где V_пр - приборная скорость полета.

В верхней части фюзеляжа 1 за кабиной 2 экипажа размещен накладной модуль 18 (далее - модуль), служащий для размещения самолетного оборудования и/или агрегатов. Модуль 18 имеет чечевичную форму и соответствующие зализы к фюзеляжу 1 с двух сторон по всей длине и состоит, в частности, из трех соединенных между собой отсеков: головного - дренажный топливный бак 19, среднего - отсек 20 оборудования и хвостового - топливный бак 21 (фиг.5). В зависимости от решаемой боевой задачи количество и функциональное назначение отсеков, входящих в состав модуля может меняться, например модуль может включать только отсек для размещения оборудования. Конструктивно-силовая схема модуля 18 образована верхней и нижней трехслойными панелями с обшивками и сотами, диафрагмами 22 и цилиндрическими распорками 23 с наконечниками. Для снижения массы цилиндрические распорки 23 могут быть выполнены из углепластика, а наконечники - металлическими. Подход к монтажу и контролю приборов и жгутов в отсеке оборудования осуществляется через два люка. Левый люк крепится на быстросъемных замках, правый - на анкерных гайках. Наличие модуля 18 позволяет в процессе модификаций (или доработок, находящихся в эксплуатации самолетов) менять, при необходимости, соотношение объемов, предназначенных для размещения оборудования или топлива, вводя изменения в конструкцию только данного модуля.

Крыло 3 имеет прямую стреловидность и выполнено с передним наплывом 24 большой стреловидности. Крыло 3 снабжено системой управляемых аэродинамических поверхностей, которая включает двухзвенные адаптивные носки 25, расположенные вдоль передней кромки крыла 3 и отклоняемые в зависимости от угла атаки и числа М полета, закрылки 26 и концевые флапероны 27, расположенные по задней кромке крыла 3, и управляемые вихревые щитки, размещенные на нижней поверхности переднего наплыва 24.

Самолет оборудован откидной частью фонаря 9, которая имеет универсальное многослойное защитное покрытие, решающее несколько задач:

- обеспечивается снижение на 30-40% потока инфракрасного излучения в кабину (солнечные ИК-излучения);

- обеспечивается стабильность оптической прозрачности на уровне прозрачности не менее 70%;

- обеспечивается насыщение радиолокационного излучения от радаров противника;

- уменьшается бликовость от источников света в кабине и внешних источников освещения.

Для снижения радиолокационной (РЛ) заметности многофункционального самолета корабельного базирования на отдельные элементы планера самолета и силовой установ 6, а также участки фонаря 9 нанесено радиопоглощающее (РП) покрытие, а отдельные антенные отсеки и элементы заантенной части радара изготовлены из радиопоглощающего материала.

Снижение РЛ заметности самолета в передней полусфере самолета в телесном угле 45° основано на проведении комплекса мероприятий:

1. За счет нанесения РП покрытий на отдельные элементы планера самолета, а именно:

- головную часть фюзеляжа 1, перед воздухозаборниками 17;

- нижнюю корневую часть крыла;

- прилегающую к нижней корневой части крыла поверхность капота двигателя;

- каналы воздухозаборников 17;

- нижнюю заднюю кромку концевых флаперонов 27;

- локальные участки перед надстройками в головной части фюзеляжа 1;

- обтекатели отдельных антенных отсеков изготавливаются из РП материалов.

2. За счет нанесения РП покрытий на входные направляющие аппараты и коки двигателей.

3. За счет металлизации всей площади козырька фонаря 9.

4. За счет нанесения РП покрытия на внутреннюю поверхность откидной части фонаря 9.

5. За счет установки РП материала на элементы заантенной конструкции радара.

6. За счет нанесение РП покрытия на радиопрозрачный конус в сечении соединения конуса с головной частью фюзеляжа 1.

На многофункциональном самолете корабельного базирования система торможения при посадке включает тормозной гак 29, установленный снизу хвостовой части фюзеляжа 1.

Для укороченной посадки на наземный аэродром колеса главных стоек 8 шасси снабжены системой воздушного охлаждения дисковых тормозов с приводом вентилятора от электродвигателя, установленных внутри колеса.

На самолете корабельного базирована, у которого посадочная скорость выше, чем на самолете наземного базирования, а взлет осуществляется с использованием трамплина, на задней кромке крыла 3 установлены закрылки 26 и концевые флапероны 27. Для уменьшения габаритов самолета в стояночном положении на многофункциональном самолете корабельного базирования консоли 28 крыла 3 выполнены складывающимися вверх.

Адаптивные поворотные носки 25 крыла 3 состоят из двух звеньев 31 и 32, соединенных между собой посредством шарнира 33. Выполнение адаптивных носков 25 двухзвенными позволяет значительно изменять кривизну профиля крыла 3, что повышает его несущую способность. В качестве исполнительного привода отклонения адаптивных носков 25 используются агрегаты управления и блоки гидроцилиндров 34 (БГЦ). Гидропитание приводов осуществляется от двух гидросистем, по одной на симметричные секции на каждой из консолей крыла 3. Кроме того, предусмотрена возможность аварийного отклонения адаптивных носков 25 одновременно с закрылками 26 крыла от воздушной системы самолета. Адаптивные носки крыла изображены на фиг.6 в убранном положении, а на фиг.7 - в отклоненном положении.

Управление адаптивными носками 25 осуществляется в автоматическом режиме от взлета до посадки в соответствии с текущими значениями угла атаки и числа М полета. Вычисление алгоритма управления и контроль исправности работы носков 25 осуществляется в вычислителе 35 комплексной системы управления (КСУ), алгоритм работы которой представлен на фиг.8.

Для обеспечения индикации пилоту текущего положения носков 25 и формирования схемы контроля на каждой секции носков 25 установлен датчик положения ДПР. Адаптивные носки 25 крыла 3 отклоняются автоматически на всех режимах полета:

- на взлете на угол δ_н=20°;

- на посадке на угол δ_н=20°+f(φ_стаб, α_ист);

- в полете отклонение адаптивных носков осуществляется в соответствии с законом δ_н=f(α_ynp, М):

1. При М<0,75

δ_н=k₁α_упр1+k₂α_упр2+k₃α_упр3+k₄α_упр4,

где k₁=0; k₂=3; k₃=0,8; k₄=5;

α_упр1≤3°; 3°<α_упр2≤5°; 5°<α _упр3 ≤10°; 10°<α_упр4≤14°;

δ_н=30° при α_упр>14°.

2. При М=0,85

δ_н=k₁α_упр1+k₂α_упр2+k₃α_упр3+k₄α_упр4,

где k₁=0; k₂=3; k₃=0,8; k₄=5;

α_упр1≤3°; 3°<α_упр2≤5°; 5°<α _упр3 ≤10°; 10°<α_упр4≤12°;

δ_н=20° при α_упр>12°.

3. При М=0,95

δ_н=k₁α_упр1+k₂α_упр2+k₃α_упр3,

где k₁=0; k₂=3; k₃=0,8;

α_упр1≤3°; 3°<α_упр2≤5°; 5°<α_упр3 ≤10°;

δ_н=10° при α_упр>10°.

4. При М>1,05 δ_н=0°

где δ_н - угол отклонения адаптивных носков;

φ_стаб - угол отклонения цельноповоротного горизонтального оперения;

где α_упр=α_ист+К_ά×ά;

α_ист - истинный угол атаки;

К_ά - коэффициент упреждения;

ά - производная по времени от угла атаки;

М - число Маха полета;

k_i - экспериментальные линейные коэффициенты.

Вихревые щитки (фиг.9) включают две секции 36 и 37, причем каждая из секций 36 и 37 приводится в движение и удерживается в крайних положениях своими гидроцилиндрами 38 и 39, синхронизированными между собой давлением в гидросистеме. На передней кромке каждой из секций 36, 37 щитков размещена петля для крепления его к наплыву 24 крыла 3. Каждая из секций 36, 37 вихревых щитков выполнена в виде замкнутого контура, состоящего из внешней и внутренней обшивки и набора диафрагм между ними, по крайней мере, одна из диафрагм 40 выполнена силовой и снабжена узлом крепления к гидроцилиндру 38 (39).

В убранном положении вихревые щитки не выступают за теоретические обводы наплыва 24. Секции 36, 37 щитков имеют угол поворота на 100° от убранного положения и выпускаются на посадке. Выпуск вихревых щитков на посадке, т.е. при углах атаки α=12…20°, позволяет достичь:

- повышение несущих свойств крыла за счет образования вихря;

- приращение продольного момента на кабрирование, что позволяет повысить устойчивость самолета на таком ответственном этапе полета как посадка;

- улучшение боковой устойчивости.

В частности, экспериментально установлено, что на посадочных углах атаки α=11-12° прирост коэффициента подъемной силы с учетом балансировки составляет ΔC_Убал=0.04-0.05, что соответствует уменьшению посадочной скорости на ΔV_пос.=5-6 км/ч.

Адаптивные носки 25, вихревые щитки (их секции 36, 37), закрылки 26 и концевые флапероны 27 позволяют осуществить управление подъемной силой самолета, заключающееся в изменении кривизны профиля крыла 3 путем отклонения указанных аэродинамических поверхностей. Адаптивные носки 25 крыла 3 отклоняются автоматически на всех режимах полета: на взлете на угол δ_н=20°; на посадке на угол δ_н=20°+f(φ_стаб., α_ист), при этом одновременно с отклонением адаптивных носков 25 осуществляют автоматический выпуск закрылков 26 и концевых флаперонов 27 во взлетное или посадочное положения. При посадке выпускаются вихревые щитки, обеспечивающие аэрофинишную посадку самолета. В полете отклонение адаптивных носков 25 осуществляется в соответствии с указанным выше законом δ_н=f(α_упp, М).

Описанный способ позволяет:

- обеспечить высокое крейсерское качество и качество на маневре посредством придания поверхности крыла оптимальной формы, определяемой из условий минимума сопротивления в условиях балансировки;

- уменьшить сопротивление при полете с большой скоростью - плоская поверхность;

- улучшить поперечную управляемость на больших углах атаки путем синхронного несимметричного отклонения подвижных элементов в носовых и хвостовых частях консолей крыла;

- обеспечить управление подъемной силой путем синхронного управления кривизной крыла с отклонением горизонтального оперения, т.е. изменение высоты полета, практически без изменения угла атаки.

Самолет снабжен двумя резервными насосными станциями 41 и 42 (фиг.10), которые используются в качестве аварийного источника питания гидросистемы самолета в случае выхода из строя основных источников питания общей и бустерной систем. В штатной ситуации обе насосные станции 41, 42 подключены к бустерной гидросистеме. В аварийной ситуации насосные станции 41, 42 приводятся в действие от топливных систем высокого давления левого и правого двигателей.

По сигналу об отказе обеих гидросистем, поступающему с сигнализаторов давления 43, срабатывает электромагнитный клапан, установленный в топливной системе, и открывает подачу топлива высокого давления на вход насосных станций 41, 42.

Особенностью гидравлической аварийной системы является то, что она позволяет при отказе нагнетающей части обеих гидросистем (основной и бустерной) обеспечивать гидравлической энергией бустерную систему самолета без ограничения по времени работы. Работа аварийной гидросистемы продолжается до тех пор, пока хотя бы один из двух двигателей самолета работает.

По сигналу с сигнализаторов давления 44 и 45, установленных на выходе из каждой насосной станции 41, 42, срабатывает сигнализация включения аварийной системы.

Информация о включении насосных станций поступает в следующие системы:

- систему речевой информации;

- систему сбора, обработки и регистрации полетной информации.

Коробка самолетных агрегатов (КСА) размещена в изолированном пожарозащищенном отсеке между двигателями и выполнена с возможностью обеспечения привода самолетных агрегатов от турбостартеров-энергоузлов при неработающих двигателях, а также с возможностью последовательного и одновременного запуска двигателей от турбостартеров.

КСА (фиг.11) содержит блок редукторов и угловые приводы, при этом блок редукторов включает в себя следующие основные узлы, собранные в едином корпусе: правый 46 и левый 47 редукторы привода агрегатов с автономной маслосистемой, не связанные между собой кинематически. Каждый из редукторов 46, 47 осуществляет привод своего комплекта самолетных агрегатов и снабжен электромеханическим переключателем соответственно 48 и 49, обеспечивающим переключение режимов работы коробки самолетных агрегатов. Угловой привод 50 представляет собой трансмиссию между двигателем и блоком редукторов с устройствами компенсации взаимных перемещений двигателя относительно коробки самолетных агрегатов.

Особенностью КСА является возможность обеспечения привода самолетных агрегатов от турбостартеров при неработающих двигателях. Отключение от двигателей осуществляется электромеханическими переключателями 48 и 49 по команде с борта самолета (выключатель в кабине) «Режим энергоузла».

«Режим энергоузла» применяется на земле для:

- проверки бортового радиоэлектронного оборудования (БРЭО);

- слива топлива;

- складывания и раскладывания консолей 28 крыла 3.

Для выдачи пилоту информации о текущем угле атаки и его соответствии посадочному углу (α_пос=11°), а также для выдерживания заданной посадочной скорости и траекторного снижения при заходе на посадку в кабине летчика (или в обеих кабинах в двухместном варианте) установлена система индикации по углу атаки (фиг.12), содержащая три световых поля: центральное, выполненное в виде полосы 51, верхнее, выполненное в виде ряда дискретно расположенных полос 52 в форме прямоугольников, и нижнее, также выполненное в виде дискретно расположенных полос 53. Верхнее световое поле служит для отображения информации о превышении, а нижнее световое поле об уменьшении действительного угла атаки самолета по отношению к заданному посадочному углу атаки. Выполнение полос 52, 53 верхнего и нижнего световых полей расширяющимися в направлении от центрального поля 51 повышает информативность, поскольку система индикации работает в режиме «бегущей шкалы», показывающей не только качественные, но и количественные изменения угла атаки, что облегчает пилотирование самолета и в конечном итоге повышает безопасность полетов.

Информация о текущем угле атаки поступает в вычислитель системы ограничительных сигналов (СОС) по кодовой линии связи от комплексной системы управления (КСУ), имеющей в своем составе датчики аэродинамических углов (ДАУ), расположенных справа и слева от носового обтекателя 54 фюзеляжа 1 и замеряющих угол между продольной осью самолета и набегающим воздушным потоком.

В режиме захода на посадку на корабль при выпущенных шасси система СОС выдает сигналы на систему индикации по углу атаки, а также на посадочные огни 55 захода на посадку (ОЗП) красного, зеленого и желтого цвета, расположенные на передней стойке шасси, индицирующие пилоту и офицеру посадки отклонение текущего посадочного угла атаки самолета относительно заданного посадочного угла α_пос=11° (фиг.2). В системе индикации по углу атаки эта информация выдается в виде «бегущих» полос желтого и красного цвета, а также центральной прямоугольной полоски зеленого цвета, обеспечиваемых светодиодами.

Система индикации по углу атаки работает по следующему принципу:

- свечение зеленого света свидетельствует о том, что угол атаки самолета соответствует заданному, т.е. α_тек=α_пос=(11±1,5)°, и скорость захода соответствует оптимальной;

- если посадочный угол атаки выше заданного и скорость захода мала, загораются светодиоды желтого цвета (со скважностью Δα=0,42°), указывая на необходимость прибавить тягу (РУД от себя), т.е. увеличить скорость;

- если посадочный угол атаки меньше заданного значения и скорость захода велика, загораются светодиоды красного цвета (со скважностью Δα=0,42°), указывая на необходимость убрать тягу (РУД на себя), т.е. уменьшить скорость;

- в пределах значений α_тек=α_пос±1,5° будут светиться одновременно зеленый сектор и часть желтого или красного секторов;

- при α_тек>α_пос+1,5° последний