Проектирование боевых самолетов. Зарубежный опыт

ʿ̨̡̨̨̛̖̬̖̭̦̣̜̭̏̔̌̐̐ 
 
 
 
 
А. Н. Титов 
 
 
 
 
ПРОЕКТИРОВАНИЕ  
БОЕВЫХ САМОЛЕТОВ. 
ЗАРУБЕЖНЫЙ ОПЫТ 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
Москва    Вологда 
«Инфра-Инженерия» 
2024 
1 


УДК 629.7.05 
ББК 39.53 
Т45 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
Титов, А. Н. 
Т45  
Проектирование боевых самолетов. Зарубежный опыт / А. Н. Титов. - 
Москва ; Вологда : Инфра-Инженерия, 2024. - 332 с. : ил., табл.  
ISBN 978-5-9729-2013-6 
 
Книга посвящена проектированию современных боевых самолетов, выбору их 
формы и ее аэродинамическому обоснованию. Представлен опыт аэродинамического 
проектирования, воплощенный в самолетах последних десятилетий. Прослеживается 
история главных новшеств - сверхкритические профили, правило площадей, маневренные закрылки, крылья изменяемой стреловидности и концепция самолетов с конфигурацией, определяемой системой управления. Рассматривается поведение боевого самолета при больших углах атаки, вызывающих необходимость обеспечения устойчивости 
и управляемости с использованием влияния всех основных элементов самолета: крыла, 
фюзеляжа, воздухозаборников, горизонтального и вертикального оперения, средств механизации крыла, играющих роль также в процессе активного маневрирования. Это показано не только в рамках теории и на примере экспериментальных исследований,  
но и в реальных конструкциях. 
Для студентов аэрокосмических специальностей вузов и университетов, для специалистов авиационных НИИ и КБ, а также энтузиастов и любителей авиации. 
УДК 629.7.05 
ББК 39.53 
 
 
 
 
ISBN 978-5-9729-2013-6 
” Титов А. Н., 2024 
 
” Издательство «Инфра-Инженерия», 2024 
 
” Оформление. Издательство «Инфра-Инженерия», 2024 
2 


 
ОГЛАВЛЕНИЕ 
 
ВВЕДЕНИЕ 
.......................................................................................................................... 4 
ГЛАВА 1. ПРОЕКТИРОВАНИЕ КРЫЛА ............................................................ 34 
ГЛАВА 2. ВОЗДУХОЗАБОРНИКИ 
...................................................................... 
157 
ГЛАВА 3. ПРОЕКТИРОВАНИЕ ФЮЗЕЛЯЖА .............................................. 
203 
ГЛАВА 4. ГОРИЗОНТАЛЬНОЕ ОПЕРЕНИЕ  
(ГОРИЗОНТАЛЬНЫЙ СТАБИЛИЗАТОР) 
..................................................... 
238 
ГЛАВА 5. ВЕРТИКАЛЬНЫЙ СТАБИЛИЗАТОР 
........................................... 
276 
ГЛАВА 6. ВЫХЛОПНЫЕ СОПЛА  
И ФОРМА ЗАДНЕЙ ЧАСТИ ФЮЗЕЛЯЖА .................................................... 
302 
ДОПОЛНИТЕЛЬНАЯ ЛИТЕРАТУРА 
................................................................ 
327 
СПИСОК ИСПОЛЬЗУЕМЫХ ИСТОЧНИКОВ 
............................................. 
328 

3 


 
ВВЕДЕНИЕ 
 
Эта книга посвящена форме боевых самолетов и в ней, главным образом, рассматривается проектирование таких самолетов с точки зрения аэродинамики. Первая 
часть введения предназначена для того, чтобы ознакомить читателя с достаточными 
основами аэродинамики, позволяющими ему понять основные физические законы механики жидкости и газа, управляющих поведением потока вокруг самолета. Последующие главы показывают, как спроектированные самолеты работают в рамках этих законов, достигая их границ, и рассматривают некоторые из основных требований, которые должны быть достигнуты в результате проектирования боевых самолетов. Задачей 
проектировщика является достичь баланса физических ограничений и требований, стоимости и времени разработки, чтобы создать возможный вариант наиболее эффективного боевого самолета. 
 
Основы аэродинамики 
 
Этот раздел является достаточным для того, чтобы дать читателю суть основ 
аэродинамики. Для более глубокого понимания следует обратиться к текстам, перечисленным в разделе «Дополнительная литература». 
 
Если визуализировать течение воздуха, окружающего самолет, достаточно просто представить себе самолет неподвижным с обтекающим его воздухом. Было показано, что это является убедительным подходом, который положен в основу применения 
испытаний в аэродинамической трубе. Дальнейшее описание течения воздуха использует такое предположение. 
 
Оси системы координат самолета 
 
Оси стандартной системы координат показаны на рисунке 1 с началом координат 
в центре тяжести самолета и являются фиксированными относительно самолета. Показаны все положительные направления, так что положительный момент тангажа соответствует поднятию носа, положительный момент крена соответствует движению правого крыла вниз и положительный момент рыскания соответствует движению носа 
вправо. Аэродинамические силы не могут быть обычно показаны в такой системе координат, поскольку они относятся к направлению полета, который не обязательно совпадает с направлением, в котором указывает (направлен) самолет. Три силы - подъемная сила, сила сопротивления и боковая сила - показаны как взаимно перпендикулярные с силой сопротивления, измеряемой в направлении, противоположном направлению движения. 
4 


 
Рисунок 1. Оси координат самолета 
 
Источник аэродинамических нагрузок 
 
Аэродинамические нагрузки возникают на обшивке самолета в полете вследствие распределения давления, которое появляется из широкого спектра местных скоростей обтекания воздуха при движении самолета в воздухе. Связь между давлением и 
скоростью вытекает из второго закона движения Ньютона, который имеет отношение 
к скорости изменения количества движения. В сущности 
полное давление = статическое давление  динамическое давление 
где полное давление представляет собой измеренное давление в точке течения, в которой скорость снижена до нуля без каких-либо потерь; статическое давление представляет собой давление, измеренное в точке, движущейся вместе с течением; динамическое давление представляет собой разность между полным давлением и статическим 
давление и зависит от скорости (содержит член, зависящий от скорости). 
 
Несмотря на то, что воздух является сжимаемым, полезно предположить, что он 
несжимаем вследствие больших упрощений, связанных с этим предположением. Принимая это предположение, приведенное выше соотношение между различными видами 
давления, обычно записывается в следующем виде: 
2
0
1
,
2
s
p
p
V
U
 

 
где р0 = полное давление, рs = статическое давление, ȡ - плотность воздуха, V = скорость воздуха и член 1/2ȡV2 представляет собой динамическое давление. 
 
 
Это выражение известно, как уравнение Бернулли. В приведенной форме оно 
имеет определенные ограничения, главным из которых является несжимаемость воздуха. Это приблизительно верно, если обеспечивается низкая скорость воздуха: до скорости a100 м/с ошибка, связанная с предположением о постоянстве плотности, составляет менее пяти процентов. 
 
 
Уравнение Бернулли показывает прямую связь между статическим давлением и 
скоростью. Это соотношение должно быть осознано, если должны быть поняты многие 
5 


из результатов, приведенных в следующих разделах. Следующий пример должен помочь. Рассмотрим аэродинамическую трубу, показанную на рисунке 2, которая включает очень большой сосуд под давлением А, сужающуюся часть В, критическое сечение С, расширяющуюся часть D и клапан Е. При закрытом клапане Е вся система находится под давлением р0 (полное давление), где индекс «0» указывает на нулевую скорость. Открытие клапана Е приводит к началу истечения воздуха и, при условии, что 
бак А является достаточно большим, течение через сечения В, С и D оказывает незначительное влияние на давление в баке А (т. е. р0 предполагается постоянным). 
 
Рисунок 2. Изменение статического давления и скорости 
 
 
Здесь необходимо ввести принцип сохранения массы, который утверждает, что 
материя не может ни возникнуть, ни исчезнуть. Применительно к рисунку 2, уравнение 
непрерывности утверждает, что масса течения в единицу времени (m
) через устройство 
остается постоянной, т. е.  
m
 = плотность
площадь
скорость = ȡАV 
и  
ȡ1А1V1 = ȡ2А2V2 = ȡ3А3V3 = ȡ4А4V4 
 
(нижний индекс указывает на сечения 1, 2, 3 и 4). 
 
Это выражение можно упростить, опуская изменение плотности, что даст 
A1V1 = A2V2 = A3V3 = A4V4. 
Если мы вновь обратим наше внимание на течение в сужающейся области В, то 
явно видно, что поскольку течение проходит через сужение с его уменьшающейся площадью поперечного сечения, происходит рост скорости (известный как «эффект 
сопла»). Мы можем теперь использовать уравнение Бернулли, чтобы проверить, что 
происходит с давлением в области В, где течение ускоряется. Заметим, что 
1
2
2
2
0
1
2
1
1
2
2
s
s
p
p
V
p
V
U
U
 

 

. 
Полное давление р0 останется постоянным в трубе всюду, если нет диссипативных процессов (например, трения, турбулентности), происходящих в течении (потоке). Если 
мы наблюдаем за линией тока, совпадающей с центральной линией трубы, это в высшей степени правильно. 
 
Площадь поперечного сечения в сечении 2 меньше, чем в сечении 1, а скорость 
выше. Следовательно, в соответствии с уравнением Бернулли, статическое давление  
6 


в сечении 2 ниже, чем в сечении 1. Иными словами, если скорость увеличивается,  
то статическое давление уменьшается. Фактически, увеличение скорости всегда вызывает уменьшение статического давления. 
 
В сечении 3, сразу за критическим, площадь поперечного сечения начинает увеличиваться, так что площадь поперечного сечения 4 больше, чем площадь поперечного 
сечения 3. Это означает, что скорость в сечении 4 ниже, чем в сечении 3. Вновь уравнение Бернулли связывает статическое давление со скоростью течения: 
3
4
2
2
0
3
4
1
1
2
2
s
s
p
p
V
p
V
U
U
 

 

. 
Оно показывает, что статическое давление в сечении 4 выше, чем в сечении 3. Следствием этого является то, что скорость уменьшается в результате увеличения статического давления. 
 
Течение в расширяющейся области D выходит в область, где давление возрастает. Этот процесс известен как неблагоприятный градиент давления в противоположность благоприятному градиенту давления, при котором давление падает в направлении 
течения. Положительный градиент давления, подобный существующему в области D, может иметь печальные последствия для течения воздуха, что будет показано позже. 
 
Создание подъемной силы 
 
Пользуясь утверждением, что увеличение скорости сопровождается снижением 
статического давления и наоборот, мы можем вернуться к течению относительно сечения крыла, чтобы понять, как создается подъемная сила. В точке вблизи передней 
кромки крыла, показанной на рисунке 3, одна из линий течения останавливается после 
постепенного замедления по мере приближения к крылу. Это линия торможения, называемая так, потому что ее скорость стремится к нулю в точке торможения. Поскольку 
частицы воздуха тормозятся, их кинетическая энергия, представленная динамическим 
давлением, преобразуется в увеличение статического давления, так что в точке торможения статическое давление равно полному давлению в потоке. 
 
Рисунок 3. Течение воздуха относительно  
аэродинамического профиля крыла 
 
В идеальном потоке линия торможения разделяет течение над верхней и нижней 
поверхностью крыла, которое происходит с ускорением. Эти скорости возрастают в 
результате снижения статического давления, как показывает уравнение Бернулли. Скорость, до которой ускоряется разделенная линия тока, зависит от формы сечения крыла 
7 


и угла наклона по отношению к набегающему потоку. Этот угол известен как угол 
атаки и обозначается в виде угла Į (рисунок 3). Форма профиля и угол атаки влияют на 
статическое давление на верхней и нижней поверхностях крыла и, как обсуждается  
в Главе 1, приводят к росту подъемной силы, создаваемой крылом. 
 
Рисунок 4. Распределение давления на поверхности аэродинамического  
f

 
) 
local
p
p
p
С
V
U
f
профиля (
2
12
Циркуляция 
 
Вследствие разности ускорений, получаемых воздухом, обтекающим верхнюю 
и нижнюю поверхности крыла, подъемная сила может быть выражена математически 
в терминах «циркуляции». Для случая крыла, когда скорость над верхней поверхностью выше, чем относительно нижней, поле течения может расцениваться как поток 
циркуляции, нанесенный на однородный поток скорости обтекания V’. Этот подход 
показан на рисунке 3, на котором движение по часовой стрелке и представляет собой 
циркуляцию. По существу, оно представляет собой возникновение циркуляции относительно сечения крыла, которая создает подъемную силу. Обычным примером циркуляции является эффект Магнуса, используемый во многих играх с мячом (например,  
в теннисе): вращение, придаваемое мячу, создает силу, перпендикулярную к линии полета, и заставляющую мяч отклоняться от прямолинейной траектории полета. 
 
Распределение статического давления на типичном профиле крыла при малом 
угле атаки показано на рисунке 4. Область высокого давления можно видеть вблизи 
точки торможения, вслед за ней на верхней поверхности располагается значительная 
область низкого давления с пиковым разрежением около одной трети длины профиля 
8 


позади передней кромки, известного как хорда (с). Другая, менее интенсивная область 
разрежения существует на нижней поверхности. Это та разница между высоким разрежением на верхней поверхности и меньшим разрежением на нижней поверхности, которая вносит наибольший вклад в создание подъемной силы профиля при этом низком 
угле атаки. 
 
Рисунок 4 показывает обычный способ представления распределения давления. 
Он показывает зависимость коэффициента давления (Ср) вдоль положения на хорде 
(х/с). Знак коэффициента давления, который представляет собой отношение давле- 
local
p
p
f

, показывает, является ли местное статическое давление в сечении крыла 
V
U
f
ний 
2
12
выше () или ниже (-) статического давления в потоке, расположенном далеко верх по 
течению, и таким образом, не влияющего на крыло (в невозмущенном потоке воздуха). 
Отрицательное значение Ср существует на обширной части верхней и нижней поверхности сечения крыла при низком угле атаки, и подъемная сила создается в зависимости 
от площади контура приложения давления. 
 
В противоположность этому, при высоких углах атаки предыдущее низкое давление на нижней поверхности меняется на высокое давление, хотя максимальное давление 
все еще существует в точке торможения, которая сместилась назад, дальше от передней 
кромки. Создаваемая подъемная сила, вновь примерно указываемая площадью, содержащейся в контуре давления, продолжает следовать из давления разрежения на верхней 
поверхности, которое теперь добавляется к увеличенному давлению на нижней поверхности. Из практики следует, что около двух третей от общей подъемной силы создается 
передней одной третью длины сечения крыла. Важность правильного создания формы 
передней кромки крыла дается материалами Главы 1, приведенными ниже. 
 
Факторы, определяющие создание подъемной силы крыла. 
 
Изменение сил и моментов, действующих на крыло, зависит от: 
скорости невозмущенного потока: V’ 
плотности невозмущенного потока: ро’ (зависит от высоты) 
размера крыла: S (площадь крыла) 
угла атаки: Į 
формы сечения крыла 
вязкости воздуха: ȝ (зависит от температуры) 
сжимаемости: М’ (Число Маха = Скорость потока/Скорость звука = V’/a’). 
Нижний индекс «’» указывает на состояние невозмущенного потока (т. е., состояние 
далеко вверх по течению относительно крыла). 
 
Может быть показано, что подъемная сила L является функцией всех перечисленных параметров, т. е. L = (f(V’,ȡ’,S,a,ȝ’,a’, формы сечения). Из этого выражения 
может быть выведен безразмерный коэффициент, называемый коэффициентом подъемной силы: 
CL = Подъемная сила/(динамическое давление*площадь) = L/(1/2ȡ’V’2S), 
где CL - функция формы сечения крыла, угла атаки, сжимаемости и вязкости. 
 
Зависимость коэффициента подъемной силы от угла атаки 
 
При малых углах атаки изменение коэффициента подъемной силы является подобным для всех сечений крыла, как показано для кривых подъемной силы на рисун- 
9 


ке 5. При приближении к более высоким углам атаки характеристики четырех сечений 
крыла становятся существенно различными. Принципиальными особенностями любой 
кривой подъемной силы являются наклон кривой подъемной силы (dCL/dĮ), угол атаки 
нулевой подъемной силы (Į0), максимальный коэффициент подъемной силы (CLmax), 
угол сваливания (Įstall) и форма кривой в окрестности значения CLmax. 
 
Рисунок 5. Общий вид кривой подъемной силы 
 
Аэродинамическое сопротивление 
 
Аэродинамическое сопротивление представляет собой силу, которая тормозит 
движение самолета в воздухе, действуя в направлении, противоположном направлению движения. Существует множество составляющих общего сопротивления самолета, главными из которых являются сопротивление за счет концевых вихрей, профильное сопротивление (включающее сопротивление поверхностного трения и сопротивление формы) и волновое сопротивление (включающее отрыв). 
Сопротивление за счет концевых вихрей. 
 
Главным источником сопротивления является сам процесс создания подъемной 
силы. Ранее известное как сопротивление, индуцируемое подъемной силой или зависимое от подъемной силы сопротивление (индуктивное сопротивление), в настоящее 
время оно обычно обозначается как сопротивление, вызываемое концевым вихрями. 
 
При обсуждении возникновения подъемной силы, как вы помните, выполнялась 
ссылка на разницу давлений между верней и нижней поверхностями крыла, которые 
являются следствием разности скоростей местного воздушного потока в этой области. 
Вообще говоря, давление ниже на верхней поверхности. Хотя существует естественная 
причина для воздуха обтекать нижнюю поверхность при более высоком давлении,  
поверхность крыла действует как естественная твердая помеха - за исключением  
законцовок крыла, где не может поддерживаться разница давлений и где давление выравнивается. Этот процесс не происходит внезапно, однако, происходит постепенное 
снижение разности давлений от корневой к концевым частям крыла; наиболее заметно 
10