интегральная схема-1
.docРакета Х-31П предназначена для поражения РЛС обнаружения и наведения зенитно-ракетных комплексов ("Хок", "Патриот" и т.д.), а также других радиоизлучающих объектов в соответствии с частотным литером головки самонаведения ракеты.
Выполнена по нормальной аэродинамической схеме с Х-образным расположением крыла и рулей и унифицирована по конструкции с противокорабельной ракетой Х-31А. Система наведения ракеты комбинированная, включает инерциальную систему управления и пассивную радиолокационную головку самонаведения. Подвеска ракеты на самолете осуществляется с помощью авиационного катапультного устройства типа АКУ-58.
Ракета Х-59М предназначена для действий по важным наземным и надводным объектам, координаты которых определяются до пуска ракеты.
Выполнена по аэродинамической схеме "бесхвостка" с Х-образиым крылом и дестабилизатором изменяемой геометрии. Двигательная установка ракеты -комбинированная, состоит из стартового порохового ракетного двигателя и маршевого турбореактивного двигателя. Система наведения ракеты - телевизионно-командная. Подвеска ракеты на самолете осуществляется с помощью авиационного катапультного устройства типа АКУ-58.
КОРРЕКТИРУЕМОЕ БОМБАРДИРОВОЧНОЕ ВООРУЖЕНИЕ
Корректируемая авиационная бомба КАБ-500Кр калибра 500 кг предназначена для поражения широкой номенклатуры наземных и надводных стационарных целей, в том числе прочных и слабоконтрастных (замаскированных, положение которых известно относительно окружающих ориентиров на местности), с реализацией принципа "сбросил - забыл". Система наведения бомбы на цель - телевизионно-корреляционная. КАБ-500Кр может применяться одиночно и залпом с горизонтального полета, пикирования или кабрирования в дневных условиях (по освещенным целям - и ночью), в том числе по нескольким разнесенным целям в одной атаке.
Бомба состоит из корпуса, телевизионной головки самонаведения, устройства электрического взведения взрывателя, блока системы управления, боевой части, турбогенераторного источника энергоснабжения, взрывателя, рулевого привода, блока бортовой автоматики. Телевизионная гиростабилизированная головка самонаведения с корреляционным алгоритмом обработки информации о цели включает оптико-электронную часть, установленную на трехстепенной гиростабилизированной платформе, и электронный блок обработки информации, расположенные в едином корпусе Передняя часть головки закрыта сферическим прозрачным обтекателем. Головка обеспечивает наведение бомбы на цель при освещенности на местности 50-100000 лк и контрасте ориентиров 0.2. Дальность захвата цели типа "самолет па стоянке" при метеорологической видимости 10 км составляет 15-17 км. Подвеска бомбы па самолете осуществляется с помощью универсального балочного держателя серии БДЗ-У.
Корректируемая авиационная бомба КАБ-500Л калибра 500 кг предназначена для поражения наземных и надводных стационарных и мобильных целей - военно-промышленных сооружений, самолетов на стоянках, железобетонных укрытий самолетов, мостов, кораблей. ВПП. складов, баз и т.п. Система наведения бомбы на цель - полуактивная лазерная. КАБ-500Л может применяться одиночно и залпом с горизонтального полета, пикирования или кабрирования, днем и ночью при подсвете цели с самолета-носителя, другого самолета или наземным подсветчиком.
КАБ-500Л состоит из корпуса, лазерной флюгерной головки самонаведения, устройства электрического взведения взрывателя, блока системы управления, боевой части, турбогенераторного источника энергопитания, взрывателя, рулевого привода, блока рулевой автоматики. В лазерную полуактивную флюгерную головку самонаведения входят координатор цели, закрепленный на карданном подвесе на корпусе головки, и электронно-вычислительное устройство, расположенное в конической части корпуса. Дальность захвата цели - 5-7 км при метеорологической дальности видимости 10 км. Блок системы управления включает автопилот и четыре рулевых привода, работающих на горячем газе, вырабатываемом турбогенераторным источником питания. Он стабилизирует бомбу по крену, тангажу и курсу и осуществляет управление по сигналам головки самонаведения. Подвеска бомбы на самолете осуществляется с помощью универсального балочного держателя серии БДЗ-У.
Корректируемые авиационные божбы КАБ-1500 калибра 1500 кг предназначены для поражения наземных и надводных стационарных целей, в том числе особо прочных и заглубленных в землю объектов - фортификационных сооружений, командных пунктов, входов в туннели, ВПП, мостов, плотин и т.п. В зависимости от модификации бомбы оснащаются одной из двух систем наведения - полуактивной лазерной (КАБ-1500Л) или телевизионно-командной (КЛБ-1500ТК). Боевая часть бомбы - фугасная или проникающая. Подвеска бомбы на самолете осуществляется с помощью универсального балочного держателя серии БД4.
НЕУПРАВЛЯЕМОЕ БОМБАРДИРОВОЧНОЕ ВООРУЖЕНИЕ
Фугасные авиабомбы ФАБ-1500М54 (калибр 1500 кг), ФАБ-500М54, ФАБ-500М62, ФАБ-500ШН (калибр 500 кг), ФАБ-250М54, ФАБ-250М62 (калибр 250 кг) предназначены для поражения наземных целей продуктами взрыва, ударной волной, а также собственной кинетической энергией.
Авиабомбы подвешиваются па самолете на универсальных балочных держателях серии БДЗ-У (по одной бомбе калибра до 500 кг на каждом держателе), серии БД4 (по одной бомбе калибра 1500 кг) или многозамковых балочных держателях серии МБДЗ-У (по две бомбы калибра 500 кг и до 4 бомб калибра 250 и 100 кг).
Осколочно-фугасные авиабомбы ОФАБ-250-270 (калибр 250 кг) и ОФАБ100-120 (калибр 100 кг) предназначены для поражения боевой техники, живой силы, оборудования промышленных предприятий и других объектов осколками корпуса и фугасным действием.
Авиабомбы подвешиваются на самолете на универсальных балочных держателях серии БДЗ-У (по одной бомбе калибра 100 или 250 кг на каждом держателе) или многозамковых балочных держателях серии МБДЗ-У (по 2-4 бомбы калибра 250 или 100 кг).
Зажигательные баки ЗБ-500ШМ, ЗБ-500АСМ иЗБ-500ГД калибра 500 кг предназначены для поражения промышленных предприятий, складов, железнодорожных станций с подвижным составом, городских и сельских строений, а также жи:юй силы огнем специального воспламеняющегося сосгава. Зажигательные баки подвешиваются по одному на универсальных балочных держателях серии БДЗ-У.
Контейнер малогабаритных грузов КМГУ (КМГУ-2) предназначены для боевого применения авиабомб малых калибров, не имеющих подвесных ушков, и мин. Бомбы и мины укладываются в контейнер в специальных блоках - БКФ (блоках контейнерных для фронтовой авиации). КМГУ состоит из корпуса цилиндрической формы с передним и задним обтекателями и содержит 8 блоков БКФ с авиабомбами или минами, устанавливаемых в отсеки. Отсеки закрываются створками, управляемыми пневмосистемой. Электросистема КМГУ обеспечивает тактический сброс боеприпасов поблочно, серией, с интервалами между блоками 0.05, 0.2, 1.0 и 1.5 с. На самолетах семейства Су-27 блоки БКФ обычно снаряжаются 12 осколочными авиабомбами АО-2.5РТ калибра 2.5 кг или 12 противотанковыми минами ПТМ-1 массой 1.6 кг или 156 фугасными минами ПФМ-1С массой 80 г. Контейнеры КМГУ (КМГУ-2) подвешиваются по одному на универсальные балочные держатели типа БДЗ-У.
НЕУПРАВЛЯЕМОЕ РАКЕТНОЕ ВООРУЖЕНИЕ
Неуправляемые авиационные ракеты предназначены для поражения одиночных малоразмерных наземных целей (прочных, бронированных или легкоуязвимых) и живой силы противника, а также воздушных целей. Целевое назначение НАР определяется видом поражающего действия их боевых частей (БЧ).
Неуправляемые авиационные ракеты С-8 калибра 80 мм снаряжаются боевыми частями кумулятивно-осколочного (С-8А, С-8М, С-8КО, С-8КОМ, С-8Т), фугасно-проникающего (С-8Б, С-8БМ), осколочно-фугасного (С-8-ОФ) или объемно-детонирующего (С-8Д, С-8ДМ) действия, а также стреловидными поражающими элементами (С-8АС, С-8АСМ), ракеты С-13 калибра 122 мм - боевыми частями фугасно-проникающего (С-13, С-13Т), фугасного (С-13Д) или осколочно-фугасного (С-13-ОФ) действия.
Тяжелые неуправляемые ракеты С-25 калибра 266 мм имеют надкалиберные боевые части осколочного (С-25-О) или осколочно-фугасного (С-25-ОФ, С-25-ОФМ) действия диаметром 420 и 340 мм соответственно.
Неуправляемые авиационные ракеты С-8 применяются из 20-ствольных блоков Б-8М1, ракеты С-13 - из 5-ствольных блоков Б-13Л, ракеты С-25 - из одноразовых пусковых устройств ПУ-О-25. Блоки и пусковые устройства НАР подвешиваются на стандартные балочные держатели, устанавливаемые на подкрыльевые точки подвески самолета.
Российский авиационный консорциум в кооперации с рядом научно-исследовательских институтов и промышленных предприятий нашей страны разрабатывает проект магистрального пассажирского лайнера перспективной аэродинамической комбинированной "интегральной схемы". В ее основе - единая конструкция крыла и фюзеляжа овального, а не традиционно круглого сечения. Представленный на Международном авиакосмическом салоне МАКС-2007 проект вызвал интерес отечественных и зарубежных специалистов.
Технический уровень самолета, как известно, определяют аэродинамика, двигатели, конструкция планера, применяемые материалы, совершенство оборудования. При сохранении основных традиционных элементов - фюзеляжа, крыльев, оперения, т. е. практически неизменном внешнем виде, авиационная техника за последние годы внутренне изменилась радикально. Образцы современных поколений имеют более экономичные и менее шумные двигатели, конструкции планера, уменьшающие сопротивление воздушного потока, принципиально изменены применявшиеся ранее электродистанционные системы управления полетом - информация отображается на электронных и жидкокристаллических дисплеях, более совершенными стали устройства обеспечения жизнедеятельности, появилось спутниковое навигационное оборудование. Для повышения надежности в аварийных ситуациях используется перекрестное резервирование систем, что также улучшает характеристики летательного аппарата.
Цель внедрения всех новшеств - не только обеспечение безопасности пассажиров и экипажа, но и повышение аэродинамического качества, а в результате - достижение больших дальности и высоты полета при сокращении расхода топлива и прямых эксплуатационных расходов.
Улучшить аэродинамику можно двумя способами. Первый предполагает значительное изменение внешнего облика машин, например, переход к схеме "летающее крыло". В ней отсутствуют традиционные фюзеляж и оперение, их функции выполняет треугольное крыло. В итоге уменьшается аэродинамическое сопротивление, равномернее распределяются нагрузки, что позволяет облегчить всю конструкцию. Второй способ можно реализовать на самолетах любых схем за счет модификации крыла и оперения, применения специальных систем управления ламинарным обтеканием. В чем его суть?
Напомним: крыло создает подъемную силу лишь при движении относительно воздуха. Летательный аппарат, раздвигающий воздушную среду, вызывает ее возмущение, характеризующееся прежде всего силой лобового сопротивления. Она зависит от скорости и высоты полета. Поскольку воздух вязкий, на границе его потока и профиля крыла возникает тонкий его слой (несколько сантиметров при движении с дозвуковой скоростью), как бы "приклеенный" к крылу и движущийся вместе с ним. Это пограничный слой. Поведение его зависит от размеров профиля крыла и скорости обтекания воздухом. Само же течение может быть ламинарным (упорядоченным), когда каждая частица среды движется параллельно основному потоку, а все они - как бы слоями, или турбулентным (беспорядочным, хаотичным), и сопротивление трения при нем в 2 - 3 раза выше. В первом случае аэродинамическое качество самолета, его летно-технические и экономические характеристики повышаются на 15 - 20%. Вот почему конструкторы стремятся создать профили крыла, в условиях полета обеспечивающие максимальную ламиниризацию, т.е. упорядочивание движения воздушных частиц в пограничном слое, а следовательно, и уменьшение сопротивления трения.
Магистральным путем развития авиации на длительную перспективу станет разработка новых аэродинамических схем. Одно из многообещающих решений подобного рода - "летающее крыло". Как и ламиниризация пограничного слоя, оно позволяет значительно уменьшить сопротивление трения в полете за счет снижения относительной омываемой
воздухом поверхности самолета. Известно, что для обычной его схемы этот показатель равен примерно пяти единицам, для "летающего крыла" - чуть больше двух. Отсюда вывод: именно "летающее крыло" обеспечивает максимальное аэродинамическое качество. Важно, что на больших профилях, реализованных по этой схеме, можно получить также эффект естественной ламиниризации. И на протяжении многих десятилетий конструкторы не оставляют намерения разработать эффективную машину такого рода.
Кстати, идея "летающего крыла" родилась практически в одно время с проектами традиционных (фюзеляжных) летательных аппаратов. Первый патент на такую схему был выдан еще в 1853 г. французскому изобретателю М. Лу. Уже тогда он предусмотрел рули высоты и направления, вертикальный стабилизатор, колесное шасси. Все последующие годы одновременно с внедрением фюзеляжных самолетов в мире проводили интенсивные поиски оптимальных конструкций "летающего крыла". Сегодня хорошо известны опытные разработки немецких ученых и конструкторов, включая многие ранее секретные, проводившиеся в 1930 - 1940-е годы. Обширные изыскания вели и в США, что позволило в 1946 г. фирме "Нортроп" построить первый в мире серийный четырехмоторный самолет названной схемы с размахом крыла 52,4 м и взлетным весом более 100 т.
Соответствующий огромный теоретический и практический опыт накоплен и в нашей стране. Отметим исследования в Центральном аэрогидродинамическом институте им. Н. Е. Жуковского, выполненные в 40 - 90-е годы XX в. под руководством академиков Георгия Бюшгенса и Георгия Свищева, а совсем недавно - доктора технических наук Леонида Шкадова, экспериментальные полеты самолетов БИЧ-3 (1926 г.) и БИЧ-7А (1933 г.) (главный конструктор Борис Черановский), революционные проекты авиаконструктора Роберта Бартини, в том числе истребитель с крылом указанного типа, и др.
Сегодня интерес к "летающему крылу" усилился вновь. Известно около 20 оригинальных конструкций беспилотных летательных машин, уже выпускающихся серийно, и около 10 проектов гражданских, находящихся на разных этапах создания. К сожалению, эксперименты выявили серьезные нерешенные проблемы в обеспечении их устойчивости и управляемости. Пока никому не удается выполнить в полном объеме требования, предъявляемые в этой связи действующими нормами летной годности, поэтому поиск продолжается.
Одновременно развивались работы над самолетами так называемых "интегральных схем", в которых объединены силовая конструкция фюзеляжа и крыла. Такой подход внедрен в военной технике с изменяемой геометрией крыла (классическим примером может служить отечественный стратегический бомбардировщик Ту-160, впервые поднявшийся в воздух в 1981 г.). Первоначально необходимость подобного подхода диктовали компоновочные требования, связанные с размещением крупногабаритного, мощного узла поворота крыла. Затем было выявлено, что плавные обводы, характерные для данных аэродинамических схем, способствуют решению задач, связанных с радиолокационной заметностью боевых самолетов. И тогда, чтобы сделать их "невидимыми", потребовался возврат к "летающему крылу" в чистом виде, реализованному, например, в бомбардировщике В-2 (США), созданном в начале 1990-х годов.
Несколько лет назад мы высказали идею о необходимости объединения двух рассмотренных выше схем ("интегральной" и "летающего крыла") для нахождения оптимального решения, свободного от недостатков предыдущих. Разработка названа "интегральное летающее крыло с хвостовым оперением" и запатентована в 2004 г. Забегая вперед, отметим: после демонстрации моделей нового нашего самолета на МАКС-2007 за рубежом ввели соответствующее ей специальное международное обозначение "Tailed Integral Flying Wing - TIFW".
С самого начала мы руководствовались следующими соображениями. Во-первых, реализация указанной идеи позволит примерно на 45% сократить относительную омываемую поверхность аппарата. И хотя это меньше, чем достижимо при применении "летающего крыла", но взамен мы получим хвостовое оперение классического типа со стандартными рулями, что, в свою очередь, поможет успешно решить проблемы устойчивости и управляемости машины. Во-вторых, "интегральная схема" позволит существенно уменьшить массу конструкции. В-третьих, удастся добиться интерференции между элементами планера, в частности, решить проблемы соединения "крыло-фюзеляж". Наконец, формирование носовой части фюзеляжа обеспечит продольную устойчивость самолета на больших углах атаки, а также облегчит визуальный обзор из кабины экипажа.
Самым сложным оказался выбор формы и конструкции фюзеляжа. Мы остановились на овальном его сечении, являющемся аналогом "рабочей зоны" пассажирского салона широкофюзеляжного лайнера. При этом выяснили: есть дополнительная возможность сократить относительную омываемую поверхность самолета и даже уменьшить расчетное лобовое сопротивление воздуха. Оставалось позаботиться об оптимальном размещении грузовых помещений. Было решено планировать их зону на одном уровне с пассажирским салоном с учетом того, что при большой ширине фюзеляжа овальной формы можно увеличить число кресел в каждом ряду. То есть длину салона можно уменьшить без сокращения его вместимости.
Конечно, вышеописанное отражает лишь небольшую часть группы вопросов и проблем, возникавших на начальном этапе конструирования.
Для общей оценки характеристик проекта мы провели предварительные исследования схемы "интегральное летающее крыло с хвостовым оперением" на примере среднемагистрального самолета класса Ту-154 (150 - 180 пассажиров). На всех этапах работ использовали методологию так называемого "полного электронного определения изделия", другими словами, построение интегрированного информационного поля, сквозного по всем этапам жизненного цикла машины. Создали ее компьютерные модели, по электронной документации изготовили демонстрационные их аналоги в масштабе 1:20 (размах ~ 2м) для испытаний в аэродинамической трубе.
Первые же опыты, проведенные совместно со специалистами ЦАГИ им. Н. Е. Жуковского (руководитель работ - заместитель начальника института Геннадий Павловец), в основном подтвердили изложенные выше предпосылки. На всех режимах получены значения аэродинамического качества на уровне лучших современных фюзеляжных лайнеров, а на скоростях, соответствующих М-числам более 0,75, превышающие достигнутые ими показатели на 1 - 3 единицы. Выявлены значительные резервы для улучшения летных характеристик. С учетом повышения числа Рейнольдса в натурных условиях для реального самолета можно ожидать еще больших значений аэродинамического качества.
По результатам расчетов, аэродинамических испытаний, электронного моделирования, апробации образцов разработаны две схемы: принципиальная и технологического членения. Одновременно рассмотрены разные компоновки салона: пассажирский вариант вместимостью от 50 до 180 человек, грузовой с контейнерной загрузкой и смешанный. Машина получила условное обозначение ИС-1 (интегральная схема: первый вариант).
Жизненный цикл аппарата, включающий время многолетней эксплуатации, планируется "пропитать" стандартами и нормативами с использованием единой системы управления данными о конкретном изделии. Утвержденная внешняя геометрия, реализованная в виде математического описания поверхности фюзеляжа и крыльев, стала основой для электронного макетирования конструкции на этапе проектирования. Далее предполагается соединить все составляющие нескольких систем управления жизненным циклом изделия, вопросов производственных, кадровых, финансовых ресурсов, качества исполнения. Принципиальное свойство планируемых технологий - сквозная компьютерная привязка всех этапов работ с электронным безбумажным документооборотом к сетевым вычислительным структурам.
Поскольку с точки зрения выбора силовой установки предложенная схема не предъявляет никаких специальных требований, самолет можно оснащать любыми двигателями, подходящими по размерности и габаритно-массовым характеристикам. Работы на этом этапе проводили с их образцами нового поколения, готовящимися к выпуску в пермском ОАО "Авиадвигатель" (генеральный конструктор, доктор технических наук Александр Иноземцев). Определение состава и структурных схем радиоэлектронного оборудования выполнили специалисты московской холдинговой компании "Авиаприбор" (генеральный конструктор, доктор технических наук Сергей Крюков).
Серьезные дискуссии вызвал поиск параметров фюзеляжа. Исследования подтвердили возможность создания интегральной герметичной конструкции овального поперечного сечения с прочностными и массовыми характеристиками, превосходящими те, которыми обладают фюзеляжи с круглым поперечным сечением.
Во всех работах в инициативном порядке участвовало содружество ученых ЦАГИ им. Н. Е. Жуковского, холдинговой компании "Авиаприбор", Сибирского научно-исследовательского института авиации им. С. А. Чаплыгина (Новосибирск), Российского авиационно-технологического университета им. К. Э. Циолковского (МАТИ). Принципиально важным было мнение ряда отечественных авиакомпаний, которые провели маркетинговые исследования и подтвердили рыночную необходимость рассматриваемого проекта.
В итоге был предложен среднемагистральный самолет (класса Ту-154 или Ту-204) со взлетной массой, не превышающей 65 т, для перевозки 180 пассажиров на дальность 3900 км или 150 пассажиров - на 5300 км (современный уровень 100 т). Максимальная крейсерская скорость 950 км/ч. Топливная эффективность (расход топлива на перевозку одного пассажира) при этом может быть обеспечена на уровне 14 - 15 г на пассажирокилометр, что лучше, чем на всех известных отечественных и западных уже эксплуатирующихся или проектируемых лайнерах сходной вместимости и предполагаемой дальности полета. Все весовые и экономические показатели могут быть значительно улучшены путем применения в конструкции самолета новых композиционных материалов.
Обратим внимание на габариты ИС-1: размах крыла не более 35 м, общая длина машины 38 м, высота около 9 м. По всем характеристикам самолет совместим с существующими аэродромами и не потребует никаких изменений в действующих правилах полетов.
Но если пути решения основных технических проблем можно считать в основном ясными, то организационная сторона реализации проекта содержит много вопросов. Российская гражданская авиация еще не вышла из кризиса. Устарел ее парк советского производства - истек или истекает срок эксплуатации сотен единиц техники. Новые отечественные машины (Ту-204, Ту-214, Ту-334, Ил-96, Ан-148, Ан-140), разработанные в 80 - 90 годах XX в., имеют характеристики, не в полной мере удовлетворяющие авиакомпании по экономическим критериям, особенно в условиях постоянного роста цен на материалы и энергоносители. Вместе с тем использование у нас старых западных самолетов, имеющих топливную эффективность, близкую к показателям новых отечественных машин, попытки снятия таможенных пошлин на импортную технику, копирование решений зарубежных конструкторов в перспективе губительны как для промышленности России, так и ее воздушного транспорта: повторяя чужие наработанные технологические модели, мы обрекаем себя на роль отстающего.
Авиационной промышленности страны нужен проект самолета, технический уровень которого должен быть выше мирового. По нашему мнению, он обеспечит реализацию накопленного потенциала всех сохранившихся участников системы и будет способствовать восстановлению авторитета России на мировом рынке авиатехники. И в современных условиях наиболее реальной в этом смысле может быть схема организации строительства самолета типа ИС-1 в рамках общенациональной программы с государственными гарантиями и частичным бюджетным финансированием в качестве одного из проектов недавно созданной Объединенной авиастроительной корпорации.
Новый самолет живет в эскизах, чертежах, моделях. Разработанное инициативно техническое предложение ожидает стратегических решений.