Бескрылые летательные аппараты. Попытка решения проблемы дивергенции крыла обратной стреловидности.

[makulaturoman]

Рассматриваемая здесь попытка решения проблемы компоновки, при существующих материалах, на различных режимах (дозвук-трансзвук-сверхзвук-гиперзвук), вполне может быть применена и к предыдущей концепции пилотируемых истребителей малой дальности, "умных" ракет, подводных лодок и т.п. Но с заделом на будущее, это особенно для любителей сверхзвуковых, околозвуковых БПЛА как ak_12 и вероятной компоновки истребителей шестого поколения.

Очень много картинок, поэтому прошу читать снизу, если интересует суть.

[Фотокарточки NASA M2-F1]
Фотокарточки NASA M2-F1






С F2 (вторая версия)





Патент данной формы фюзеляжа



Скелет шасси.



Модификация М2-F1



Та же.

[ЛТХ M2-F1:]


ЛТХ M2-F1:
Specifications (M2-F1)
NASA M2-F1 Lifting Body Diagram

General characteristics

Crew: one
Length: 20 ft (6.1 m)
Wingspan: 14 ft 2 in (4.32 m)
Height: 9 ft 6 in (2.89 m)
Wing area: 139 ft² (12.9 m²)
Empty weight: 1,000 lb (454 kg)
Loaded weight: 1,182 lb (536 kg)
Max. takeoff weight: 1,250 lb (567 kg)
Powerplant: 1 × Solid fuel rocket, 250 lbf (~1.1 kN)

Performance

Maximum speed: 150 mph (240 km/h)
Range: 10 mi (16 km)
Wing loading: 9 lb/ft² (44 kg/m²)


[Фотокарточки M2-F2]
Фотокарточки M2-F2






Аварийная посадка 1967 год.




[ЛТХ M2-F2:]


ЛТХ M2-F2:
Specifications (M2-F2)
NASA M2-F2 Lifting body diagram

General characteristics

Crew: one, pilot
Length: 22 ft 2 in (6.76 m)
Wingspan: 9 ft 8 in (2.94 m)
Height: 9 ft 6 in (2.89 m)
Wing area: 160 ft² (14.9 m²)
Empty weight: 4,620 lb (2,095 kg)
Loaded weight: 6,000 lb (2,722 kg)
Max. takeoff weight: 7,485 lb (3,395 kg)
Powerplant: 1 × Reaction Motors Upgraded XLR-11 four-chamber rocket engine, 8,000 lbf (36 kN)

Performance

Maximum speed: Mach 0.707 (466 mph, 750 km/h)
Range: 8.6 nm (10 mi, 16 km)
Service ceiling: 45,000 ft (13,700 m)
Wing loading: 43.2 lb/ft² (196 kg/m²)
Thrust/weight: 1.3



[Фотокарточки M2-F3]
Фотокарточки ML-F3






[ЛТХ M2-F3:]

ЛТХ M2-F3:
General characteristics

Crew: one, pilot
Length: 22 ft 2 in (6.75 m)
Wingspan: 9 ft 8 in (2.94 m)
Height: 9 ft 6 in (2.89 m)
Wing area: 160 ft² (14.9 m²)
Empty weight: 5,071 lb (2,300 kg)
Loaded weight: 6,000 lb (2,721 kg)
Max. takeoff weight: 7,937 lb (3,600 kg)
Powerplant: 1 × Reaction Motors XLR-11 four-chamber rocket engine, 8,000 lbf (36 kN)

Performance

Maximum speed: 925 knots (1,065 mph, 1,712 km/h)
Range: 39 nm (45 mi, 72 km)
Service ceiling: 71,500 ft (21,793 m)
Wing loading: 49 lb/ft² (242 kg/m²)
Thrust/weight: 1.3





Сравнение модификаций форм фюзеляжа всех 3-х модификаций.

Click to view

Видео испытаний ML-F1.[Фотокарточки Martin Marietta X-24B]Фотокарточки Martin Marietta X-24B












Профиль по длине.



Требование времени. Версии A и B (слева)



Посадка (F-104 позади)





Команда полигона.



План испытаний.



Версия X-24С



Она же (рисунок).



Макет.



Крепление к Б-52



Под обшивкой 1 × XLR-11-RM-13 four-chamber rocket engine, 8,480 lbf (37.7 kN)...





Наложение версии B на А



[ТТХ, ЛТХ X-24B]



ЛТХ Х-24B:

• Crew: one pilot
• Length: 37 ft 6 in (11.43 m)
• Wingspan: 19 ft 0 in (5.79 m)
• Height: 9 ft 7 in (2.92 m)
• Wing area: 330 ft² (30.7 m²)
• Empty weight: 8,500 lb (3,855 kg)
• Loaded weight: 11,800 lb (5,350 kg)
• Max. takeoff weight: 13,800 lb (6,260 kg)
• Powerplant: 1 × XLR-11-RM-13 four-chamber rocket engine, 8,480 lbf (37.7 kN)

Performance

• Maximum speed: 1,164 mph (1,873 km/h)
• Range: 45 miles (72 km)
• Service ceiling: 74,130 ft (22.59 km)
• Wing loading: 205 kg/m² ()
• Thrust/weight: 0.71

HL-10 - один из пяти летательных аппаратов лётно-исследовательского центра НАСА в Драйдене, авиабаза Эдвардс, штат Калифорния, использовавшийся для изучения и проверки возможности безопасного маневрирования и посадки на аппарате с низким аэродинамическим качеством после его возвращения из космоса. Исследования проводились с июля 1966 по ноябрь 1975 года. Аппарат был выполнен по схеме инверсного аэродинамического профиля.

[Фотокарточки Northrop HL-10]
Фотокарточки Northrop HL-10










Первая модель.





Схема аэродинамических потоков.





[ЛТХ HL-10]


ТХ Northrop HL-10

• Экипаж - 1 пилот
• Длина - 6.45 м
• Размах крыла - 4.15 м
• Высота - 2.92 м
• Площадь крыльев - 14.9 м²
• Пустой вес - 2397 кг
• Полный вес - 2721 кг
• Максимальный взлётный вес - 4540 кг (с 1604 кг топлива)
• Силовая установка - 1 четырёхкамерный ракетный двигатель Reaction Motors XLR-11 тягой до 35.7 кН
• Максимальная скорость - 1976 км/ч
• Дальность полёта - 72 км
• Практический потолок - 27524 м
• Нагрузка на крыло - 304.7 кг/м²
• Коэффициент тяги на единицу веса 1:0.99

Эволюция сверхзвуковых форм фюзеляжа данной концепции бескрылаток:






Вместе.

Итак, как вы могли заметить, все вышепредставленные модели бескрылых (фюзеляжекрылых, несущекорпусных) летательных аппаратов по большей части предназначены для полетов на больших скоростях, со стартом с Б-52 или другого носителя.
По приведенной компоновке видно, что у всех моделей принцип управления один - лишь подруливающий, которого недостаточно для полноценного пилотироватия на всех режимах и высотах и скоростях. Скорость сваливания довольно высока и много других проблем при пилотировании данного типа ЛА, но вполне достаточно для целей X-38 клиппера, как показало время.

Все представленные здесь модели проектировались НАСА с замашками на более или менее управляемый околоорбитальный полет. И как показал опыт смогли. Данные ЛА оснащали несколькими жидкостными ракетными двигателями.

Я же со своей стороны предлагаю использовать немного другую компоновку, отталкивающуюся именно от данных форм фюзеляжа, помогающее решить проблему управляемости на различных высотах и использовать её при проектировании сверхзвуковых и околозвуковых летательных аппаратов, как пилотируемых, так и беспилотных.
Речь идёт о некоторой более радикальной модификации изменяемой стреловидности, но конкретно для таких малых ЛА, способных изменять свою стреловидность во время полета.


Ту-22M(26)



F-111Крылья частично "втягиваются" внутрь при высоких и околозвуковых скоростях, а при взлете и приземлении возвращаются в исходное состояние для более комфортной и управляемой посадки.

На рассмотрение и критику предлагаю два варианта,  даже скорее полтора:
Всем вам знаком печально известный Су-47 "Беркут" Погосяна, моя любимая модель, слишком опередившая время и страдающая разрушительными дивергенционными нагрузками на больших скоростях.
Обратная стреловидность крыла которого дает великолепные взлетно-посадочные и маневровые возможности: ВПП достаточно всего лишь 90 м, сокращает время виража, позволяет совершать динамическое торможение под больших углом атаки на различных скоростях и др.

Привожу для наглядности два вида:


И моё предложение КИОС-фюзеляж (Крыло Изменяемой Обратной Стреловидности) в данном контексте (схема с некоторой ошибкой положения крыльев и носового шарнира):



На данной компоновочной схеме красными точками обозначены приблизительные места шарниров ( 3 или 4, если требуется некоторая асимметрия для маневров).
"Гидравликой" обозначен компактный продольный гидроусилитель (1-2 поршня). Прошу обратить внимание на маленькую деталь, где спереди малые крылья немного прикрывают большие - это особенно важно на сверхзвуковых скоростях, поскольку возникает огромное лобовое сопротивление и эти малые крылья принимают на себя большую часть давления (при одноплоскостном расположении крыльев, также полностью убрать зазор между ними в сложенном положении), разгружая  гидроусилитель. Обратите внимание на уклоны, поток воздуха сам "запирает" крылья. В обратное положение крылья возвращаются благодаря пружинам на растяжение и сжатие надетые на шток (внутри гидроцилиндра работающая на сжатие и за ним на растяжение, находящаяся снаружи гидроцилиндра).  Можно предложить и другое решение, но по-моему это самое разумное.

На схеме использована обратная стреловидность (КОС) в сочетании с КИС (крыло изменяемой стреловидности), рационально используя преимущества и нивилируя недостатки обеих конструкций.
Разумеется, можно разработать и такую схему, где используется малая естественная стреловидность,  как на бомбордировщиках представленных выше, но выигрыш в эффективности будет ниже. Для такого варианта следует посмотреть на McDonnell Douglas X-36, который как раз удовлетворяет требование БПЛА.
Полностью втягивать крыло внутрь представляется пока излишним.

Мне кажется перспективным подобное решение по многим причинам: кроме оговоренных, добавлю что это позволяет увеличить боевой потолок, величина которого зависит от тяги и подъемной силы, пропорциональной  площади крыла\фюзеляжа и плотности среды.

[ТХ Х-36:]ТХ Х-36:



General characteristics

• Crew: none
• Length: 18 ft 2.5 in (5.55 m)
• Wingspan: 10 ft 4 in (3.15 m)
• Height: 3 ft 1.5 in (0.95 m)
• Max. takeoff weight: 1,250 lb (560 kg)
• Powerplant: 1 × Williams International F112 turbofan , 700 lbf (3.1 kN)

Performance

• Maximum speed: 234 mph (375 km/h)
• Service ceiling: 20,500 ft (6,100 m)
• Thrust/weight: 0.56

Обязательно следует отметить, что предлагаемая модификация КИОС-фюзеляжа должна использоваться с двигателями УВТ для большей манёвренности и сокращения разбега.

Не следует забывать о недостатках предложенной схемы, которые могут возникнуть в процессе эксплуатации и проектирования. Один из них это создание гидроусилителя, преодолевающего довольно серьёзное лобовое сопротивление и способный изменять у крыльев\крыла угол по отношению продолной оси фюзеляжа во время полета, сохраняя синхронность и симметрию крыльев, а также значительно бо́льший вес и усложнение конструкции в целом. Невозможность устанавливать наружное подвесное вооружение на крылья (или невозможность их убирать, если оно все таки используется) при котором увеличивается заметность (ЭПР) для РЛС.

Также интересной технической задачей мне представляется временная угловая ассиметрия крыльев, по отношению к той же оси фюзеляжа, при каких либо маневрах и виражах дополнительный плюс (или минус?). Насколько это было бы опасно и эффективно, думаю можно было бы автоматизировать эти функции в штатных режимах. Некоторые наработки уже были.

При данной модификации и компоновочной схеме КИОС-фюзеляж частично или полностью решается фундаментальная проблема дивергенции крыла при использовании обратной стреловидности, простым "архимедовским" методом, снижающим момент. Сокращая лобовое сопротивление уменьшается расход топлива (особенно при полете у земли) и ЭПР (заметность для РЛС).

Мне ничего пока неизвестно о применении такого подхода к решению проблемы, не исключаю возможности, что такую идею "зарезали" именно для Су-47 по ряду других причин.
От самой идеи "трансформации крыла" однажды отказались из-за дороговизны и пониженной тяговооруженности, но возможно следует к ней вернуться.

UPD: юзер imperia_mir подсказал, что  существует очень похожая компоновка, но в виде запатентованного концепта истребителя Northrop "Switchblade".



Хотелось бы отметить различия с предложенной выше КИОС-фюзеляж:

1. Передние крылья (обозначено как "155" на схеме слева) на этих истребителях остаются статичными и не участвуют в изменении геометрии всего самолета.
2. На КИОС-фюзеляж все четыре крыла сжимаются лишь благодаря одному поршню гидроусилителя (видимо обратный клапан не нужен, поскольку поток воздуха участвует в сжатии крыльев внутрь)
3. На Northrop "Switchblade" используется два шарнира, два гидроусилителя, две тяги и узел, обеспечивающий синхронность закрытия\открытия.
4. Крылья утапливаются внутрь фюзеляжа, это пожалуй, наиболее важное отличие, поскольку на скоростях выше 5-10 махов компоновка Northrop "Switchblade" неприменима.
5. Общая жёсткость конструкции Northrop "Switchblade" ниже (при одинаковых материалах), в сочетании с пунктом 4 на высоких скоростях неизбежны вибрационные нагрузки и, как следствие, низкий экплутационный период.
6. Из преимуществ Northrop "Switchblade" хотел бы отметить сохранение пространства фюзеляжа, в отличии от компоновки КИОС-фюзеляж. То есть не возникает проблем с размещением основных узлов, топливных баков, систем управления и другого авиационного оборудования и приборов.
7. Возможно запатентовать и вышепредставленную компоновку, поскольку имеются существенные отличия от левой (описание патента). Но она тоже прекрасно решает задачу анти-дивергенции крыла.