Истребитель-бомбардировщик 5-го поколения F-35 B снабжён отдельным двигателем для вертикального взлёта и посадки.

По компоновочной схеме

История создания и развития СВВП

Разработка самолётов ВВП началась впервые в 1950-х годах , когда был достигнут соответствующий технический уровень турбореактивного и турбовинтового двигателестроения, что вызвало повсеместную заинтересованность в самолётах этого типа как среди потенциальных военных пользователей, так и в конструкторских бюро . Значительным импульсом в пользу развития СВВП послужило и широкое распространение в ВВС различных стран скоростных реактивных истребителей с высокими взлётными и посадочными скоростями. Такие боевые самолёты требовали длинных взлётно-посадочных полос с твёрдым покрытием: было очевидно, что в случае масштабных военных действий значительная часть этих аэродромов, особенно прифронтовых, будет быстро выведена из строя противником. Таким образом, военные заказчики были заинтересованы в самолётах, взлетающих и садящихся вертикально на любую небольшую площадку, то есть фактически независимых от аэродромов. В значительной мере благодаря такой заинтересованности представителей армии и флота ведущих мировых держав были созданы десятки опытных самолётов ВВП разных систем. Большинство конструкций было изготовлено в 1-2 экземплярах, которые, как правило, терпели аварии уже во время первых испытаний, и дальнейшие исследования над ними уже не проводились. Техническая комиссия НАТО , огласившая в июне 1961 года требования к истребителю-бомбардировщику вертикального взлёта и посадки, дала тем самым импульс развитию сверхзвуковых самолётов ВВП в западных странах. Предполагалось, что в 1960-х - 70-х годах странам НАТО потребуется около 5 тыс. таких самолётов, из которых первые войдут в эксплуатацию уже в 1967 году. Прогноз такого большого количества продукции вызвал появление шести проектов самолётов ВВП:

• P.1150 английской фирмы «Хоукер-Сиддли » и западногерманской «Фокке-Вульф »;
• VJ-101 западногерманского Южного Объединения «EWR-Зюд» («Бельков », «Хейнкель », «Мессершмитт »);
• D-24 нидерландской фирмы «Фоккер » и американской «Рипаблик »;
• G-95 итальянской фирмы «Фиат »;
• Мираж III V французской фирмы «Дассо »;
• F-104G в варианте ВВП американской фирмы «Локхид » совместно с английскими фирмами «Шорт» и «Роллс-Ройс ».

После того как все проекты были утверждены, должен был состояться конкурс , в котором из всех предложенных должны были выбрать лучший проект для запуска в серийное производство , однако, ещё до предоставления проектов на конкурс стало ясно, что он не состоится. Оказалось, что каждое государство имеет свою собственную, отличную от других концепцию будущего самолёта и не согласится на монополию одной фирмы или группы фирм. Например, английские военные поддержали не свои фирмы, а французский проект, ФРГ поддержала проект фирмы «Локхид» и так далее. Однако итоговой каплей стала Франция заявившая, что независимо от результатов конкурса будут работать над своим проектом самолёта «Мираж» III V.

Политические, технические и тактические проблемы повлияли на изменение концепции комиссии НАТО, которая разрабатывала новые требования. Началось создание многоцелевых самолётов. В этой ситуации только два из представленных проектов вышли из стадии предварительного проектирования: самолёт «Мираж» III V, финансируемый французским правительством, и самолёт VJ-101C, финансируемый западногерманской промышленностью. Эти самолёты были изготовлены соответственно в 3 и 2 экземплярах и подверглись испытаниям (4 из них погибли в катастрофах) до 1966 и 1971 годов. В 1971 году по заказу командования авиации ВМС США начались работы над третьим сверхзвуковым самолётом ВВП в западных странах - американским XFV-12A.

В итоге, лишь созданный и производимый СВВП Си Харриер активно и успешно применялся, в т.ч. во время Фолклендской войны . Современной разработкой СВВП является американский F-35 , истребитель пятого поколения. В вопросе разработки F-35 в качестве СВВП компания Локхед Мартин применила ряд технологических решений, реализованных в Як-141 .

Программа СВВП в СССР и России

Преимущества и недостатки СВВП

История развития самолётов ВВП показывает, что до настоящего времени они создавались почти исключительно для военной авиации . Преимущества СВВП для военного применения очевидны. Самолёт ВВП может базироваться на площадках, размеры которых ненамного превышают его габариты . Кроме способности вертикального взлёта и посадки, самолёты ВВП обладают дополнительными преимуществами, а именно возможностью зависания, разворота в этом положении и полёта в боковом направлении в зависимости от используемых двигательной установки и системы управления. По отношению к другим вертикально взлетающим летательным аппаратам- например вертолётам - СВВП обладают несравненно большими, вплоть до сверхзвуковых (Як-141) - скоростями и в целом преимуществами, свойственными летательным аппаратам с неподвижным крылом. Всё это привело к увлечению идеей вертикально взлетающего самолёта, своего рода «буму СВВП» в инженерно-конструкторской и в целом авиационной областях в 1960-1970-е годы.

Прогнозировалось широкое распространение этого типа машин, предлагалось множество проектов военных и гражданских, боевых, транспортных и пассажирских СВВП различных конструкций (типичный для 70-х годов пример проекта пассажирского лайнера СВВП - Hawker Siddeley HS-141).

Однако, недостатки СВВП также оказались значительными. Пилотирование этого типа машин весьма сложно для лётчика и требует от него высочайшей квалификации в технике пилотирования. Особенно это сказывается в полёте на режимах висения и переходных - в моменты перехода из висения в горизонтальный полёт и обратно. Фактически, пилот реактивного СВВП должен перенести подъёмную силу, и, соответственно, вес машины - с крыла на вертикальные газовые струи тяги или наоборот.

Такая особенность техники пилотирования ставит сложные задачи перед пилотом СВВП. Кроме того, в режиме висения и переходных режимах СВВП в целом неустойчивы, подвержены боковому скольжению, большую опасность в эти моменты представляет возможный отказ подъёмных двигателей. Такой отказ нередко служил причиной аварий серийных и экспериментальных СВВП. Также к недостаткам можно отнести значительно меньшую в сравнении с самолётами обычной схемы грузоподъёмность и дальность полёта СВВП, большой расход топлива на вертикальных режимах полёта, общую сложность и дороговизну конструкции СВВП, разрушение покрытий взлётно-посадочных площадок горячим газовым выхлопом двигателей.

Указанные факторы, а также резкое повышение на мировом рынке цен на нефть (и, соответственно, авиационное топливо) в 70-годах 20-го века привели к практическому прекращению разработок в области пассажирских и транспортных реактивных СВВП.

Из множества предложенных проектов реактивных транспортных СВВП практически был завершён и испытан лишь один [ ] самолёт Dornier Do 31 , однако и эта машина серийно не строилась. Исходя из всего вышеизложенного, перспективы широких разработок и массового применения реактивных СВВП очень сомнительны. В то же время, существует современная конструкторская тенденция к отходу от традиционной реактивной схемы в пользу СВВП с винтомоторной группой (чаще - конвертопланов): в частности, к таким машинам относится производящийся серийно в настоящее время Bell V-22 Osprey и разрабатываемый на его основе

МОСКВА, 15 дек — РИА Новости, Вадим Саранов. Одна из самых дорогих "игрушек" Пентагона — истребитель-бомбардировщик F-35B — на этой неделе принял участие в совместных американо-японских учениях, направленных на охлаждение ракетно-ядерного пыла КНДР. Несмотря на волну критики примененной в самолете концепции вертикального взлета, о необходимости возобновления производства машин такого класса в последнее время все чаще говорят и в России. В частности, о планах строительства самолетов с вертикальным взлетом и посадкой (СВВП) недавно сообщил замминистра обороны Юрий Борисов. О том, зачем России нужен такой самолет и хватит ли у авиапрома сил для его создания, — в материале РИА Новости.

Самым массовым отечественным боевым самолетом с вертикальным взлетом и посадкой стал Як-38, который приняли на вооружение в августе 1977 года. Машина заслужила неоднозначную репутацию среди авиаторов — из 231 построенного борта в катастрофах и авиационных инцидентах разбилось 49.

В ГД рассказали о судьбе группировки ВМФ у берегов Сирии после вывода войск По словам представителя парламентской группы по Сирии Дмитрия Белика, состав группировки не изменится, сейчас в нее входит более 10 кораблей и судов, в том числе вооруженных "Калибрами".

Основным эксплуатантом самолета стал Военно-морской флот — Як-38 базировались на авианесущих крейсерах проекта 1143 "Киев", "Минск", "Новороссийск" и "Баку". Как вспоминают ветераны палубной авиации, высокая аварийность вынуждала командование резко сокращать количество учебных полетов, а налет пилотов Як-38 составлял символическую по тем временам цифру — не более 40 часов в год. В итоге в полках морской авиации не было ни одного летчика первого класса, лишь единицы обладали вторым классом летной квалификации.

Боевые характеристики тоже были сомнительными — из-за отсутствия бортовой радиолокационной станции он лишь условно мог вести воздушные бои. Использование Як-38 в качестве чистого штурмовика выглядело неэффективным, поскольку боевой радиус при вертикальном взлете составлял всего 195 километров, а в жарком климате — и того меньше.

На замену "трудному ребенку" должна была прийти более совершенная машина Як-141, однако после развала СССР интерес к ней пропал. Как видно, отечественный опыт создания и эксплуатации СВВП не назовешь удачным. Почему же тема самолетов вертикального взлета и посадки стала вновь актуальной?

Флотский характер

"Такая машина жизненно необходима не только Военно-морскому флоту, но и Военно-воздушным силам, — рассказал РИА Новости военный эксперт, капитан первого ранга Константин Сивков. — Главная проблема современной авиации заключается в том, что реактивному истребителю нужна хорошая взлетно-посадочная полоса, а таких аэродромов очень немного, уничтожить их первым ударом довольно просто. Самолеты же вертикального взлета в угрожаемый период можно рассредоточить хоть по лесным полянам. Такая система применения боевой авиации будет обладать исключительной боевой устойчивостью".

Впрочем, целесообразность использования СВВП в сухопутном варианте не всем видится обоснованной. Одна из главных проблем заключается в том, что при вертикальном взлете самолет расходует много топлива, что сильно ограничивает его боевой радиус. Россия же — страна большая, поэтому для достижения господства в воздухе у истребительной авиации должны быть "длинные руки".

"Выполнение боевых задач истребительной авиации в условиях частично разрушенной аэродромной инфраструктуры можно обеспечить за счет укороченного взлета обычных машин с участка полосы длиной менее 500 метров, — считает исполнительный директор агентства "Авиапорт" Олег Пантелеев. — Другой вопрос, что у России есть планы на строительство авианосного флота, здесь применение вертикально взлетающих самолетов будет наиболее рационально. Это необязательно могут быть авианосцы, это могут быть и авианесущие крейсеры с наименьшими стоимостными параметрами".

К слову, F-35B сегодня является сугубо морской машиной, главный ее заказчик — корпус морской пехоты США (самолет будет базироваться на десантных кораблях). Британские F-35B составят основу авиакрыла новейшего авианосца Queen Elizabeth, который ввели в строй совсем недавно.

В то же время, по мнению Константина Сивкова, для начала работ по созданию российского аналога F-35B российским КБ не обязательно дожидаться новых авианосных кораблей. "Самолеты с вертикальным взлетом и посадкой могут базироваться не только на авианосцах. Например, танкер оборудуется рампой и становится своего рода авианосцем, в советское время у нас были такие проекты. Кроме того, СВВП могут использоваться с боевых кораблей, способных принимать вертолеты, например с фрегатов", — рассказал наш собеседник.

Сможем, если захотим

Между тем очевидно, что создание российского вертикально взлетающего самолета потребует внушительных ресурсов и средств. Стоимость разработки F-35B и его собратьев с горизонтальным взлетом, по различным оценкам, уже достигла 1,3 триллиона долларов, а в создании машины участвовали сразу несколько государств.

Как считают эксперты, для производства машины, сопоставимой по характеристикам с F-35B, понадобится решить ряд серьезных задач: миниатюризация авионики, создание нового поколения бортовых систем и проектирование планера с особыми характеристиками. Возможности для этого у российского авиапрома есть, тем более что многие системы можно унифицировать с самолетом пятого поколения Су-57. При этом одним из самых трудозатратных узлов может стать двигатель машины.

"Разработчик двигателя для Як-38 прекратил свое существование. Если какая-либо документация по поворотному соплу, в том числе и форсажному, наверняка еще сохранилась, то людей с практическим опытом создания таких узлов и агрегатов, скорее всего, уже не найти. Здесь у нас, вероятно, утеряны компетенции, — считает Олег Пантелеев. — В целом же, полагаю, что авиационная промышленность сможет дать достойный ответ в виде дееспособного проекта СВВП, если заказчик в лице Минобороны примет решение по авианесущему флоту и его авиационной составляющей".

Россия сможет приступить к созданию авианосцев в обозримой перспективе. Как заявляют в Минобороны, в 2025-2030 годах ожидается закладка тяжелого авианосца проекта 23000 "Шторм". К этому времени ВМФ России намерен получить два новых универсальных десантных корабля "Прибой", способных нести самолеты с вертикальным взлетом и посадкой.

Dornier Do.31, который разрабатывался в 1960-е годы в ФРГ инженерами компании Dornier, является по-настоящему уникальным летательным аппаратом. Это единственный в мире транспортный самолет вертикального взлета и посадки. Он разрабатывался по заказу военного ведомства ФРГ в качестве тактического реактивного транспортного самолета. Проект, к сожалению, так и не пошел дальше стадии экспериментального самолета, всего было произведено три прототипа Dornier Do.31. Один из построенных прототипов сегодня является важным экспонатом авиационного музея в Мюнхене.

В 1960 году немецкая компания «Дорнье» в условиях строгой секретности по заказу министерства обороны ФРГ приступила к проектированию нового тактического военно-транспортного самолета вертикального взлета и посадки. Самолет должен был получить обозначение Do.31, его особенностью была комбинированная силовая установка из подъемно-маршевых и подъемных двигателей.

Проектированием нового самолета занимались не только инженеры компании «Дорнье», но и представители других немецких авиационных фирм: «Везер», «Фокке-Вульф» и «Гамбургер Флюгцойгбау», которые в 1963 году были объединены в единую авиационную компанию, получившую обозначение WFV. При этом сам проект военно-транспортного самолета Do.31 был частью программы ФРГ по созданию вертикально взлетающих транспортных самолетов. В этой программе были учтены и переработаны тактико-технические требования NATO к военно-транспортному СВВП.

В 1963 году при поддержке министерств обороны ФРГ и Великобритании было подписано соглашение сроком на два года об участии в проекте британской компании «Хоукер Сиддли», которая имела большой опыт по проектированию самолета вертикального взлета и посадки «Харриер». Примечательно, что после окончания срока действия договора он не был продлен, поэтому в 1965 году компания «Хоукер Сиддли» вернулась к разработке собственных проектов. В то же время немцы пытались привлечь к работе над проектом и производством самолета Do.31 компании из США. В этой области немцы добились определенных успехов, им удалось подписать договор о совместных исследованиях с агентством NASA.

Для того чтобы определиться с оптимальной схемой разрабатываемого транспортника, компанией «Дорнье» было осуществлено сравнение вертикально взлетающих летательных аппаратов трех типов: вертолета, самолета с поворотными винтами и самолета с подъемно-маршевыми ТРДД. В качестве исходного задания конструкторы использовали следующие параметры: перевозка на расстояние до 500 км трех тонн груза и последующее возвращение на базу . Проведенные исследования продемонстрировали, что вертикально взлетающий тактический военно-транспортный самолет, оснащенный подъемно-маршевыми ТРДД имеет ряд важных преимуществ по сравнению с двумя другими типами рассматриваемых летательных аппаратов. Поэтому в компании Dornier сосредоточились на работе над выбранным проектом и занялись расчетами, направленными на выбор оптимальной схемы размещения силовой установки.

Проектированию первого прототипа Do.31 предшествовали достаточно серьезные испытания моделей, которые велись не только в ФРГ в Геттингене и Штуттгарте, но и в США, где ими занимались специалисты NASA. Первые модели военно-транспортного самолета не имели гондол с подъемными ТРД, так как планировалось, что силовая установка самолета будет состоять лишь из двух подъемно-маршевых ТРДД компании Bristol с тягой по 16 000 кгс на форсаже. В 1963 году в США в научно-исследовательском центре NASA в Лэнгли состоялись испытания моделей самолета и отдельных элементов его конструкции в аэродинамических трубах. Позднее состоялись испытания летающей модели в свободном полете.

В результате проведенных в двух странах исследований был сформирован окончательный вариант будущего самолета Do.31, он должен был получить комбинированную силовую установку из подъемно-маршевых и подъемных двигателей. Для исследования управляемости и устойчивости самолета с комбинированной силовой установкой в режиме висения компанией «Дорнье» был построен экспериментальный летающий стенд, обладавший ферменной конструкцией крестообразной формы. Габаритные размеры стенда повторяли габариты будущего Do.31, а вот общая масса была существенно меньше – всего 2800 кг. К концу 1965 года данный стенд прошел большой испытательный путь, всего он выполнил 247 полетов. Данные полеты сделали возможным строительство полноценного военно-транспортного самолета вертикального взлета и посадки.

На следующем этапе специально для испытаний конструкции, отработки техники пилотирования и проверки надежности систем нового аппарата был создан экспериментальный самолет, получивший обозначение Do.31E. Минобороны ФРГ заказало к постройке три подобных машины, при этом два экспериментальных самолета предназначались для проведения летных испытаний, а третий – для проведения статических испытаний.

Тактический военно-транспортный самолет Dornier Do 31 был выполнен по нормальной аэродинамической схеме. Это был высокоплан, оснащенный маршевыми и подъемными двигателями. Первоначальная концепция предполагала установку двух турбовентиляторных двигателей Bristol Pegasus в каждой из двух внутренних мотогондол и четырех подъемных двигателей Rolls-Royce RB162, которые располагались в двух внешних мотогондолах на концах крыла. Впоследствии планировалось установить на самолет более мощные и совершенные двигатели RB153.

Фюзеляж самолета типа полумонокок был цельнометаллическим и имел круглое поперечное сечение диаметром 3,2 метра. В носовой части фюзеляжа находилась кабина экипажа, рассчитанная на двух пилотов. За ней располагалась грузовая кабина, которая имела объем 50 м 3 и габаритные размеры 9,2×2,75×2,2 метра. В грузовой кабине можно было свободно разместить 36 десантников со снаряжением на откидывающихся сиденьях или 24 раненных на носилках . В хвостовой части самолета находился грузовой люк, здесь имелась погрузочная рампа.

Шасси самолета было убирающимся трехопорным, на каждой стойке имелись сдвоенные колеса. Главные опоры убирались назад в гондолы подъемно-маршевых двигателей. Носовая опора стойки шасси была выполнена управляемой и самоориентирующейся, она также убиралась назад.

Постройка первого экспериментального самолета была закончена в ноябре 1965 года, он получил обозначение Do.31E1. Впервые самолет поднялся в воздух 10 февраля 1967 года, выполнив обычные взлет и посадку, так как на тот момент подъемные ТРД на самолет установлены не были. Вторая экспериментальная машина Do.31E2 применялась для проведения различных наземных испытаний, а третий экспериментальный транспортный самолет Do.31E3 получил полный комплект двигателей. Третий самолет совершил первый полет с вертикальным взлетом, это произошло 14 июля 1967 года . Этот же самолет выполнил полный переход от вертикального взлета к горизонтальному полету с последующей вертикальной посадкой, это произошло 16 и 21 декабря 1967 года.

Именно третий экземпляр экспериментального самолета Dornier Do 31 в настоящее время находится в Мюнхенском музее авиации. В 1968 году данный самолет был впервые представлен широкой публике, это произошла в рамках международной авиационной выставки, которая проходила в Ганновере. На выставке новый транспортник привлек к себе внимание представителей британских и американских фирм, которые были заинтересованы в возможностях не только военного, но и его гражданского применения. Интерес к самолету проявляли и в американском космическом агентстве, NASA оказала финансовую помощь для проведения летных испытаний и исследования оптимальных траекторий захода на посадку самолетов с вертикальным взлетом и посадкой.

В следующем году экспериментальный самолет Do.31E3 показывали на авиакосмическом салоне в Париже, здесь самолет также пользовался успехом, привлекая к себе внимание зрителей и специалистов. 27 мая 1969 года самолет выполнил перелет из Мюнхена в Париж. В рамках данного перелета было установлено три мировых рекорда для самолетов с вертикальным взлетом и посадкой: скорости полета – 512,962 км/ч, высоты – 9100 метров и дальности – 681 км . К середине того же года на СВВП Do.31E было выполнено уже 200 полетов. Во время данных полетов летчиками-испытателями было осуществлено 110 вертикальных взлетов с последующим переходом к горизонтальному полету.

В апреле 1970 года экспериментальный самолет Do.31E3 совершил свой последний полет, финансирование данной программы было прекращено, а сама она свернута . Это произошло несмотря на успешный, а главное безаварийный ход летных испытаний нового летательного аппарата. На тот момент общая стоимость затрат ФРГ на программу по созданию нового военно-транспортного самолета превысила 200 миллионов марок (начиная с 1962 года).

Одними из технических причин свертывания перспективной программы можно было назвать сравнительно невысокую максимальную скорость самолета, его грузоподъемность и дальность полета особенно в сравнении с традиционными самолетами транспортной авиации. У Do.31 скорость полета снижалась, в том числе, и из-за высокого аэродинамического сопротивления мотогондол его подъемных двигателей. Еще одной причиной свертывания работ было назревшее на тот момент разочарование в военных, политических и конструкторских кругах самой концепцией самолетов с вертикальным взлетом и посадкой.

Несмотря на это, компанией Dornier на базе экспериментального самолета Do.31Е были разработаны проекты усовершенствованных военно-транспортных СВВП, обладавших большей грузоподъемностью – Do.31-25. У них число подъемных двигателей в гондолах планировалось увеличить сначала до 10, а затем и до 12 штук. Помимо этого инженерами «Дорнье» был спроектирован самолет вертикального взлета и посадки Do.131В, который обладал сразу 14 подъемными ТРД.

Также был разработан отдельный проект гражданского самолета Do.231, который должен был получить два подъемно-маршевых ТРДД компании Rolls Royce тягой 10 850 кгс каждый и еще 12 подъемных ТРДД той же компании с тягой по 5935 кгс, из которых восемь двигателей располагались по четыре в гондолах и четыре по два в носовой и хвостовой частях фюзеляжа самолета. Расчетная масса данной модели летательного аппарата с вертикальным взлетом и посадкой достигала 59 тонн при полезной нагрузке до 10 тонн. Планировалось, что Do.231 сможете перевозить до 100 пассажиров с максимальной скоростью 900 км/ч на расстояние в 1000 километров.

Однако данные проекты так и не были реализованы. При этом экспериментальный Dornier Do 31 был (и остается в настоящее время) единственным в мире построенным реактивным военно-транспортным самолетом вертикального взлета и посадки.

Летно-технические характеристики Dornier Do.31:
Габаритные размеры:
— длина – 20,88 м,
— высота – 8,53 м,
— размах крыла – 18,06 м,
— площадь крыла – 57 м 2 .
Масса пустого – 22 453 кг.
Нормальная взлетная масса – 27 442 кг.
Силовая установка: 8 подъемных турбореактивных двигателей Rolls Royce RB162-4D, тяга взлетная – 8х1996 кгс; 2 подъемно-маршевых турбовентиляторных двигателя Rolls Royce Pegasus BE.53/2, тяга 2х7031 кгс.
Максимальная скорость – 730 км/ч.
Крейсерская скорость – 650 км/ч.
Практическая дальность – 1800 км.
Практический потолок – 10 515 м.
Вместимость – до 36 солдат со снаряжением или 24 раненых на носилках.
Экипаж – 2 человека.

Источники информации:
— www.airwar.ru/enc/xplane/do31.html
— igor113.livejournal.com/134992.html
— www.arms-expo.ru/articles/129/67970

Самолеты вертикального (укороченного) взлета и посадки

Самолеты вертикального взлета и посадки, летающие на крейсерских (горизонтальных) режимах полета как обычные самолеты, способны, как вертолеты, висеть в воздухе, а также взлетать и садиться вертикально. Для обеспечения режимов ВВП (вертикального взлета и посадки) на таком самолете необходимо иметь специальную силовую установку, обеспечивающую создание подъемной силы, превышающей вес самолета.
Стартовая вертикальная тяговооруженность (отношение подъемной силы, создаваемой двигателями, к весу самолета) современных СВВП находится в пределах 1,05-1,45.
В зависимости от того, каким образом создается подъемная сила на режимах ВВП и сила тяги на маршевых (крейсерских) режимах, можно провести классификацию СВВП (рис. 7.69).
Единая силовая установка (СУ) имеет в своем составе один или несколько подъемно-маршевых двигателей , которые на режимах ВВП создают вертикальную тягу, а на обычных режимах - маршевую тягу. Тяга создается либо воздушным винтом, либо струей газов реактивного двигателя. Изменение направления вектора тяги подъемно-маршевых двигателей может быть конструктивно обеспечено либо поворотом всего двигателя в нужном направлении, например относительно крыла или вместе с крылом, на котором они закреплены, либо за счет изменения направления струи (и вектора тяги) реактивного двигателя.

Принципиальная схема одного из возможных устройств, обеспечивающих изменение направления вектора тяги P с помощью скользящего козырька 1 , проиллюстрирована рис. 7.70.

Составная СУ включает в себя две группы двигателей: одна из них - для создания вертикальной тяги на режимах ВВП (подъемные двигатели ), другая - для создания маршевой тяги (маршевые двигатели ).
Комбинированная СУ также состоит из двух групп двигателей:подъемно-разгонных иподъемно-маршевых , которые (в большей или меньшей мере) участвуют в создании и вертикальной и маршевой тяги.

Выбор типа силовой установки существенным образом влияет на возможность решения специфических проблем, возникающих при проектировании СВВП, и определяет фактически его концепцию, аэродинамическую и конструктивно-силовую компоновку.
Двигатели 1 (рис. 7.71) создают подъемную силу (P=G /2 ), уравновешивающую силу тяжести G самолета. На режимах работы вблизи экрана 2 (поверхности ВПП) струи двигателей 3 создают вокруг самолета сложные течения, обусловленные взаимодействием отраженных от экрана газовых струй 4 с воздушными потоками 5 , текущими в воздухозаборники двигателей. Форма и интенсивность этих течений на

режимах висения вблизи экрана, взаимодействие этих течений с набегающим потоком на режимах ВВП и переходных режимах (от вертикального к горизонтальному движению) зависят от мощности, количества и расположения двигателей (т. е. от компоновки СВВП), что существенным образом влияет на аэродинамические и моментные характеристики СВВП, т. е. определяет его компоновку.
Воздействие газовых струй двигателей вызываетэрозию поверхности аэродрома , степень которой зависит и от типа двигателей, создающих подъемную силу, и от их расположения. Частицы поверхности аэродрома, вымываемые газовыми струями, вместе с высокотемпературными восходящими вверх течениями воздействуют на конструкцию СВВП и, попадая в воздухозаборники двигателей, снижают надежность их работы, ресурс и тяговые характеристики. С целью уменьшения влияния струй на поверхность аэродрома и на самолет часто применяется методика эксплуатации СВВП в режиме укороченного взлета и посадки (УВП), когда дистанции разбега и пробега составляют всего несколько десятков метров. Это позволяет также увеличить весовую отдачу СВВП за счет существенно меньших расходов топлива на режимах взлета и посадки.
Одной из основных проблем, возникающих при разработке СВВП, является обеспечение балансировки, устойчивости и управляемости их на режимах ВВП и переходных режимах, когда поступательная скорость равна нулю либо недостаточно велика для эффективной работы аэродинамических поверхностей, создающих балансирующие и управляющие силы и моменты.
Балансировка, устойчивость и управляемость СВВП на этих режимах обеспечивается либо рассогласованием (модуляцией) тяги двигателей, т.е. увеличением или уменьшением тяги одного двигателя по сравнению с другим, либо с помощью системы струйных рулей , либо комбинацией этих способов.

Рассогласование ΔP тяги (рис. 7.72) маршевых двигателей 3 приводит к возникновению момента рыскания ΔM y , рассогласование ΔP 1 первой группы подъемных двигателей 1 приводит к возникновению момента крена ΔM x . Рассогласование тяги ΔP 1 и ΔP 2 первой и второй группы подъемных двигателей 2 приводит к возникновению момента тангажа ΔM z .
Струйная система управления СВВП (рис. 7.73) включает в себя несколько удаленных от центра масс самолета на максимально возможное расстояние реактивных сопел (1, 5, 6 ), к которым с помощью трубопроводов 4 подводится сжатый воздух от компрессора подъемно-маршевого двигателя 3 . Конструкция сопла 1 позволяет регулировать расход воздуха и, следовательно, тягу. Конструкция сопел 5 и 6 позволяет изменять не только величину, но и направление силы тяги на противоположное (реверсировать тягу сопла).
При сбалансированном по тангажу (относительно оси Z ) самолете (сумма моментов сил тяги сопла 1 , подъемного 2 и подъемно-маршевого двигателя 3 относительно центра масс равна нулю) увеличение силы тяги сопла 1 вызовет кабрирующий момент, уменьшение - пикирующий.

Показанное на рис. 7.73 направление струй из сопел 5 и 6 приводит к кренению самолета на левое крыло и развороту влево.

Управление режимом работы двигателей и струйными рулями для изменения действующих на самолет сил и моментов на режимах ВВП и переходных режимах летчик осуществляет такими же рычагами управления, как и на обычном самолете, т. е. одновременно с созданием управляющих реактивных сил соответствующим образом отклоняются и аэродинамические рулевые поверхности (руль высоты, элероны и руль направления), которые, однако, не создают управляющих сил на малых (доэволютивных) скоростях поступательного движения самолета. С ростом скорости поступательного движения растут и силы на рулевых поверхностях и с помощью автоматики постепенно выключаются из работы системы струйного управления.

Здесь необходимо отметить, что на малых (доэволютивных) скоростях СВВП не обладает собственной устойчивостью, так как малы аэродинамические силы, способные возвратить его в исходное положение при случайных внешних воздействиях. Поэтому устойчивость СВВП на этих режимах (стабилизация его и поддержание состояния балансировки) обеспечивается включенными в систему управления средствами автоматики, которые, реагируя на угловые перемещения самолета при возмущениях, без вмешательства летчика с помощью струйных рулей возвращают самолет в исходное положение балансировки.
Мы перечислили здесь лишь некоторые проблемы формирования облика СВВП, решение которых уже на ранних стадиях проектирования требует взаимодействия проектировщиков различных специализаций.
К настоящему моменту в мире спроектировано, построено и испытано более 50 типов самолетов вертикального (укороченного) взлета и посадки. В большинстве проектов этих самолетов в основу были положены требования военного применения.
Первый отечественный боевой СВВП был создан в ОКБ им. А.С. Яковлева (см. раздел 20.2).
Преимущества СВВП, о которых мы упоминали в начале раздела 7.4, несомненно приведут к созданию СВВП, способных конкурировать с обычными самолетами при перевозках пассажиров и грузов на короткие и средние расстояния.

Гидроавиация

Работы по созданию самолетов, приспособленных для взлета с водной поверхности и посадки на нее, начались практически одновременно с работами по созданию самолетов, базирующихся на земле.
28 марта 1910 года первый полет нагидросамолете (от гидро... (греч. hydor - вода) и самолет) сoбственной конструкции совершил француз А. Фабр.
Исторически сложилось так, что у истоков отечественного воздухоплавания и авиации стояли офицеры военно-морского флота России. Первыми в мире они разработали тактику морской авиации, осуществили с воздуха бомбардировку вражеского корабля, создали проект авианосца, первыми пролетели в небе Арктики.

Географические и стратегические особенности театров военных действий того времени, протяженные морские границы на Балтийском и Черном морях, отсутствие специально оборудованных аэродромов для эксплуатации сухопутных самолетов и в то же время обилие крупных рек, озер, свободных морских пространств обусловили потребность создания морского самолетостроения в нашей стране.
Развитие гидроавиации началось с постановки сухопутного самолета на поплавки. Первые поплавковые гидросамолеты (рис. 7.74) имели два основных поплавка 1 и дополнительный 2 (вспомогательный) поплавок в хвостовой или носовой части.
В зависимости от того, каким способом обеспечивается базирование и эксплуатация самолета с поверхности акваторий (от лат. aqua - вода) - гидродромов , можно провести классификацию гидросамолетов (рис. 7.75).
Поплавковые схемы применяются в настоящее время для легких самолетов, хотя уже в 1914 году совершил первый полет четырехмоторный тяжелый самолет "Илья Муромец" (см. рис. 19.1), поставленный на поплавки по трехпоплавковой схеме с хвостовым поплавком, в 1929 году в перелете по маршруту Москва - Нью-Йорк самолета "Страна Советов" (см. рис. 19.7) 7950 км - от Хабаровска до Сиэтла самолет летел над водой, и на этом участке сухопутное шасси заменялось поплавковым по двухпоплавковой схеме .

Рост размеров и масс гидросамолетов и, как следствие, рост размеров поплавков позволил размещать в них экипаж и оборудование, что привело к созданию гидросамолетов типа "летающая лодка" однолодочной схемы и двухлодочнойсхемы - катамаран (от тамильского каттумарам , буквально - связанные бревна).
Интегральная схема наиболее целесообразна для тяжелых многоцелевых океанских гидросамолетов. Частично погруженное в воду крыло позволяет уменьшить размеры лодки и повысить аэрогидродинамическое совершенство гидросамолета.
Самолет-амфибия (от греч. amphibios - ведущий двойной образ жизни) приспособлен для взлета с земли и воды и посадки на них.
Таким образом, технические решения, обеспечивающие базирование и эксплуатацию самолета с водной поверхности, фактически определяют облик (аэродинамическую схему) гидросамолета.
Сложность и количество проблем, которые должны решить проектировщики при создании гидросамолета, существенно возрастают, поскольку помимо высоких аэродинамических и взлетно-посадочных характеристик обычного самолета должны быть обеспечены и заданные ТЗ мореходные качества.
Оценить мореходные качества гидросамолета позволяют методы научной дисциплины "Гидромеханика", изучающей движение и равновесие жидкостей, а также взаимодействие между жидкостями и твердыми телами, полностью или частично погруженными в жидкость.
Мореходные качества (мореходность) гидросамолета характеризуют возможность его эксплуатации в акваториях с определенными гидрометеорологическими условиями - скоростью и направлением ветра, направлением, скоростью движения, формой, высотой и длиной волн воды.
Мореходность гидросамолета оценивается предельным волнением акватории, при котором возможна безопасная эксплуатация.
Аналогично тому, как для оценки летных характеристик самолета (см. раздел 3.2.2) применяется международная стандартная атмосфера (МСА), для характеристики волнения акватории используется определенная шкала (математическая модель), устанавливающая связь между словесной характеристикой волнения, высотой волны и баллом (от 0 до IX) - степенью волнения .
В соответствии с этой шкалой, например, слабое волнение (высота волны до 0,25 м) оценивается баллом I, значительное волнение (высота волны 0,75-1,25 м) оценивается баллом III, сильное волнение (высота волны 2,0-3,5 м) оценивается баллом V, исключительное волнение (высота волны 11 м) оценивается баллом IX.
Мореходные качества (мореходность ) гидросамолета включают в себя такие характеристики гидросамолета, как плавучесть , остойчивость , управляемость , непотопляемость и т. п.
Эти качества определяются формой и размерами находящейся под водой водоизмещающейчасти (лодки или поплавка) гидросамолета, распределением масс гидросамолета по длине и высоте.
В дальнейшем при рассмотрении мореходных характеристик гидросамолета, если их без особой оговорки в равной мере можно отнести к лодке и поплавку, будем использовать термин "лодка". Плавучесть - способность гидросамолета плавать в заданном положении относительно водной поверхности.
Гидросамолет, как и любое другое плавающее тело, например судно, поддерживается на плаву архимедовой силой

Р = W ρ в g = G ,

Сила тяжести гидросамолета G приложена в центре масс самолета (ц.м.),сила поддержания (архимедова сила, сила воздействия вытесненной жидкости на лодку гидросамолета) Р приложена в центре масс вытесненного лодкой объема воды, или, по корабельной терминологии (которой широко пользуются проектировщики гидросамолетов), в центре величины (ц.в.).

Очевидно, что для обеспечения равновесия самолета на плаву (рис. 7.76) силы G и P должны лежать на прямой, соединяющей ц.м. и ц.в., в вертикальной продольной плоскости симметрии гидросамолета - диаметральной плоскости лодки (ДП). Очевидно также, что основная плоскость лодки (ОП) - горизонтальная плоскость, проходящая через нижнюю точку поверхности лодки перпендикулярно к диаметральной плоскости, и, соответственно, нижняя строительная горизонталь лодки (НСГ), строительная горизонталь самолета (СГС) и палуба 1 - верхняя поверхность лодки в общем случае не параллельны плоскости водной поверхности и линии соприкосновения поверхности воды с корпусом лодки гидросамолета W о L о .

Линия соприкосновения спокойной поверхности воды с корпусом лодки гидросамолета W о L о при полной взлетной массе и выключенных двигателях - грузовая ватерлиния (от голл. water - вода и lijn - линия). Грузовая ватерлиния (ГВЛ) при плавании в пресной воде не совпадает с ГВЛ при плавании в морской воде, поскольку плотность пресной речной или озерной воды ρ в =1000 кг/м 3 , плотность морской воды ρ в = 1025 кг/м 3 .
Соответственно,осадкаТ (расстояние от ГВЛ до самой нижней части лодки, характеризующее погружение лодки ниже уровня воды) при одинаковой взлетной массе гидросамолета в пресной воде будет больше, чем в морской.
Значения осадок носом и кормой определяют посадку лодки гидросамолета относительно поверхности воды - дифферент лодки (от лат. differens (differetis) - разница) - наклон ее в продольной плоскости, который измеряется углом дифферента φ 0 или разностью между осадками кормы и носа. Если разность равна нулю, говорят, что лодка "сидит на ровном киле"; если осадка кормы больше осадки носа - лодка "сидит с дифферентом на корму" (как показано на рис 7.76), если меньше - лодка "сидит с дифферентом на нос".
Остойчивость (аналог термина "устойчивость" в морской терминологии) при плавании - способность гидросамолета, отклоненного внешними возмущающими силами от положения равновесия, возвращаться в исходное положение после прекращения действия возмущающих сил.
Очевидно, что при плавании частично или вполне (полностью) погруженного в воду тела нет никаких других сил для возвращения его в положение равновесия, кроме силы тяжести G и равной ей силы поддержания Р . Следовательно, только взаимное положение этих сил определит остойчивость или неостойчивость плавающего тела, что иллюстрирует рис. 7.77.

Если центр масс тела расположен ниже центра величины (рис. 7.77,а), при отклонении от положения равновесия возникает стабилизирующий момент ΔМ = Gl , возвращающий тело в исходное положениеостойчивого равновесия .
Если центр масс тела расположен выше центра величины (рис. 7.77,в), при отклонении от положения равновесия возникает дестабилизирующий момент ΔМ = Gl , и тело не может самостоятельно возвратиться в исходное положение неостойчивого равновесия .
Если положение центра масс тела совпадает с положением центра величины (рис. 7.77,б ), тело находится в безразличном равновесии.
Следует отметить, что положение центра величины существенным образом зависит от формы погруженной части тела и угла отклонения его от исходного положения равновесия.
Остойчивость гидросамолета (как и остойчивость судна) принято определять взаимным положением центра масс и метацентра - центра кривизны линии, по которой смещается центр величины водоизмещающего тела при выведении его из равновесия.
Метацентр - от греч. meta - между, после, через - составная часть сложных слов, означающих промежуточность, следование за чем-либо, переход к чему-либо другому, перемену состояния, превращение и лат. - centrum средоточие, центр.
Различают поперечную и продольную остойчивость гидросамолета (при наклонении самолета соответственно в поперечной и продольной плоскостях).
Поперечная остойчивость. Рассмотрим случай поперечного наклонения - отклонение диаметральной плоскости лодки (ДП) от вертикали, например под воздействием порыва ветра.
Гидросамолет (рис. 7.78,а) находится на плаву в состоянии равновесия, сила тяжести G и сила поддержания Р равны, лежат в диаметральной плоскости, размер а определяет возвышение центра масс над центром величины.

От боковой составляющей порыва ветра V в (рис. 7.78,б ) возникнет кренящий момент М кр в , зависящий от скоростного напора, площади и размаха наветренной (обращенной в ту сторону, откуда дует ветер) консоли крыла, площади боковой проекции гидросамолета. Под действием этого момента самолет накренится на некоторый малый (будем считать - бесконечно малый) угол γ и новое положение лодки определит новую грузовую ватерлинию W 1 L 1 , плоскость которой наклонена на угол γ от исходной ватерлинии W о L о .
Форма подводной (водоизмещающей) части лодки изменится: объем, ограниченный в каждом поперечном сечении лодки фигурой 1 , выйдет из-под воды, а равный ему объем, ограниченный в каждом поперечном сечении лодки фигурой 2 , уйдет под воду. Таким образом, величина поддерживающей силы не изменится (Р = W ρ в g = G ) С о в точку С 1 . Точка М о пересечения двух смежных линий действия архимедовых сил при бесконечно малом угле γ между ними и является начальным метацентром .
Метацентрический радиус ρ 0 определяет начальную кривизну линии смещения центра величины лодки при крене.
Мерой поперечной остойчивости гидросамолета является значение метацентрической высоты h о = ρ о - а :
- если h о > 0 - лодка остойчива;
- если h о = 0 - равновесие безразличное;
- если h о < 0 - лодка неостойчива.
В рассмотренном примере h о < 0. Нетрудно видеть, что перпендикулярные к поверхности воды и равные силы Р и G будут составлять пару с плечом l , причем момент этой пары М кр G = Gl совпадает по направлению с возмущающим моментом М кр в и увеличивает угол крена. Таким образом, гидросамолет, показанный на рис. 7.78,б , при действии внешних возмущений не возвращается к исходному положению, т. е. не обладает поперечной остойчивостью.
Очевидно, что для обеспечения поперечной остойчивости центр масс должен находиться ниже самого низкого положения метацентра.
Большинство современных гидросамолетов выполнено по классической аэродинамической схеме с фюзеляжем - лодкой, которой придаются соответствующие формы для выполнения взлета с воды и посадки на воду, высокорасположенным крылом с установленными на нем или на лодке двигателями для максимального удаления их от водной поверхности с целью исключить при движении по воде заливание крыла водой и попадание ее в двигатели и на винты самолетов с винтомоторной силовой установкой, поэтому в большинстве случаев центр масс самолета выше метацентра (как на рис. 7.78,б ) и однолодочный гидросамолет в поперечном отношении неостойчив.
Проблемы поперечной остойчивости гидросамолета однопоплавковой или однолодочной схемы могут быть решены применением подкрыльных поплавков (рис. 7.79).

Подкрыльный поплавок 1 устанавливают на пилоне 2 по возможности ближе к концу крыла 3 .Опорные (поддерживающие) подкрыльные поплавки не касаются воды при движении гидросамолета на ровной воде 4 и обеспечивают остойчивое положение гидросамолета с углами крена 2-3° при стоянке,несущиеподкрыльные поплавки частично погружены в воду и обеспечивают стоянку без крена.
Водоизмещение поплавка выбирается таким образом, чтобы под воздействием ветра с определенной скоростью V в гидросамолет, находящийся на скате волны 5 , соответствующей предельному волнению акватории, заданному в ТЗ на проектирование, накренился на определенный угол γ . В этом случае восстанавливающий момент поплавка, определяемый поддерживающей силой поплавка Р п и расстояниемb п от диаметральной плоскости поплавка до диаметральной плоскости лодки, М п = Р п b п , должен парировать (уравновесить) кренящие моменты М кр в от ветра и М кр G от неостойчивой лодки.

Продольная остойчивость определяется такими же условиями, как и поперечная. Если под действием какого-либо внешнего возмущения гидросамолет (рис. 7.80) получит продольное наклонение от исходного положения, определяемого ватерлинией W о L о , например увеличение на угол Δφ дифферента на нос, это определит новую грузовую ватерлинию W 1 L 1 .
Объем лодки 1 выйдет из-под воды, а равный ему объем 2 уйдет под воду, при этом значение поддерживающей силы не изменится (Р = W ρ в g = G ) , однако центр величины сместится из исходного положения С 0 в точку С 1 . Точка М о * пересечения двух смежных линий действия поддерживающих сил при бесконечно малом угле Δφ между ними определит положение начального продольного метацентра .
Мера продольной остойчивости гидросамолета - продольная метацентрическая высота H о = R о - а .
Обеспечить продольную остойчивости гидросамолета проще, чем поперечную, в том смысле, что сильно развитая в длину лодка почти всегда обладает естественной продольной остойчивостью (H о > 0).
Отметим, что пикирующий момент от силы тяги двигателя, линия действия которой обычно проходит выше центра масс самолета, заглубляет носовую часть лодки, уменьшает угол начального дифферента, т. е. заставляет лодку принять некоторый дифферент на нос, что определит новую грузовую ватерлинию , которая называется "упорной" .
Гидростатические силы (силы поддержания), обеспечивающие плавучесть и остойчивость лодки в состоянии покоя, естественно, в большей или меньшей мере проявляются и в процессе движения по воде.
Весьма важной характеристикой гидросамолета, определяющей его мореходность, является способность преодолевать сопротивление воды и развивать необходимую скорость движения по воде при минимальных затратах мощности.
Гидродинамическая сила сопротивления воды движению лодки в режиме плавания определяется трением воды в пограничном слое (сопротивление трения) и распределением гидродинамического давления потока воды на лодку (сопротивление формы, связанное с образованием вихревых течений - его иногда называют водоворотным сопротивлением) и зависит от скорости движения (скоростного напора ρ в V 2 /2 ), формы и состояния поверхности лодки.
Здесь уместно напомнить, что плотность воды ρ в больше плотности воздуха на уровне моря примерно в 800 раз!
К этому сопротивлению добавляется волновое сопротивление, которое, в отличие от волнового сопротивления, связанного с необратимыми потерями энергии в скачке уплотнения при полете с закритическими скоростями (см. раздел 5.5), возникает при движении тела вблизи свободной поверхности жидкости (поверхности раздела воды и воздуха).
Волновое сопротивление - часть гидродинамического сопротивления, характеризующая затрату энергии на образование волн.
Волновое сопротивление в воде (тяжелой жидкости) возникает при движении погруженного или полупогруженного тела (поплавка, лодки) вблизи свободной поверхности жидкости (т. е. границы воды и воздуха). Движущееся тело оказывает добавочное давление на свободную поверхность жидкости, которая под влиянием собственной силы тяжести будет стремиться вернуться к исходному положению и придет в колебательное (волновое) движение. Носовая и кормовая части лодки образуют взаимодействующие между собой системы волн, оказывающие существенное влияние на сопротивление.
В режиме плавания равнодействующая сил гидродинамического сопротивления практически горизонтальна.
Форма водоизмещающей части гидросамолета (как и форма судна) должна обеспечить способность движения по воде с минимальным сопротивлением и, как следствие, с минимальными затратами мощности (ходкость судна , по морской терминологии).
При проектировании гидросамолетов (как и судов) для выбора форм и оценки гидродинамических характеристик используются результаты испытаний путем буксировки ("протаски") динамически подобных моделей в опытовых бассейнах (гидроканалах ) или в открытых акваториях.
Однако, в отличие от судна, комплекс характеристик мореходности гидросамолета значительно шире, основной из них является способность производить безопасные взлеты и посадки на взволнованной поверхности с определенной высотой волны, при этом скорости хода по воде гидросамолетов во много раз превышают скорости морских судов.
Благодаря особой форме днища лодки гидросамолета возникают гидродинамические силы, поднимающие носовую часть и вызывающие общее значительное всплытие лодки.
Следовательно, движение гидросамолета, в отличие от судна, происходит при переменном водоизмещении и угле дифферента лодки (фактически угле набегания водяного потока на днище, аналогичном углу атаки крыла). На скоростях движения по воде, близких к скорости отрыва при взлете, водоизмещение практически равно нулю - гидросамолет идет в режиме глиссирования (от франц. glisser - скользить) - скольжения по поверхности воды. Характерная особенность режима глиссирования заключается в том, что равнодействующая сил гидродинамического сопротивления воды имеет настолько большую вертикальную составляющую (гидродинамическую силу поддержания ), что лодка большей частью своего водоизмещающего объема выходит из воды и скользит по ее поверхности. Поэтому обводы (очертания наружной поверхности) лодки гидросамолета (рис. 7.81) существенно отличаются от обводов судна.

Основное отличие состоит в том, что днище (нижняя поверхность лодки, которая является основной опорной поверхностью при движении гидросамолета по воде) имеет один или несколькореданов (франц. redan - уступ), первый из которых, как правило, располагается вблизи центра масс гидросамолета, а второй в кормовой части. Прямые в плане реданы (рис. 7.81,а ) создают в полете значительно большее сопротивление, чем заостренные (стреловидные, оживальные) реданы (рис. 7.81,б ), гидродинамическое сопротивление и брызгообразование которых существенно меньше. Со временем ширина второго редана постепенно уменьшалась, межреданная часть днища стала сходиться в одной точке (рис. 7.81,в ) на корме лодки.

В процессе развития гидроавиации изменялась и форма поперечного сечения лодки (рис. 7.82). Лодки с плоским днищем (рис. 7.82,а ) и с продольными реданами (рис. 7.82,б ), слабокилеватые (т. е. с небольшим наклоном участков днища от центральной килевой линии к бортам - рис. 7.82,в ) и с вогнутым днищем (рис. 7.82,г ) постепенно уступали место килеватым лодкам с плоскокилеватым днищем (рис. 7.82,д ) или с более сложным (в частности, криволинейным) профилем килеватости (рис. 7.82,е ).
Здесь следует отметить, что гидросамолеты не имеют амортизаторов (см. раздел 7.3), способных поглощать и рассеивать энергию ударов при посадке на воду. Поскольку вода - практически несжимаемая жидкость, то сила удара о воду соизмерима с силой удара о землю. Основное назначениекилеватости - заменить собой амортизатор и при

постепенном погружении в воду клиновой (килеватой) поверхности при посадке смягчить посадочный удар, а также удары воды о днище лодки при движении на взволнованной поверхности воды.
Характерные обводы лодки современного гидросамолета представлены на рис. 7.83. Лодка имеет поперечную и продольную килеватость днища.
Поперечная килеватость лодки (или угол, образуемый килем и скулами) выбирается исходя из условий обеспечения приемлемых перегрузок на взлетно-посадочных режимах и обеспечения динамической путевой остойчивости.
Угол поперечной килеватости носовой части лодки начиная от первого редана β р н плавно увеличивается к носу лодки (на виде спереди А-А - наложенные сечения по носовой части лодки) таким образом, что формируется волнорез в носовой частим лодки, "разваливающий" встречную волну и уменьшающий волно- и брызгообразование.
Скула (линия пересечения днища и борта лодки) препятствует прилипанию воды к бортам. Для создания приемлемого волно- и брызгообразования применяют выгиб носовых скул , т. е. профилировку днища носовой части лодки по сложным криволинейным поверхностям.

Днище межреданной части лодки (на виде сзади Б-Б - наложенные сечения по кормовой части лодки) обычно плоскокилеватое - значение угла β р м постоянно. Углы поперечной килеватости на редане обычно порядка 15-30°.
Продольная килеватость лодки γ л = γ н + γ м определяется углом продольной килеватости носовой части γ н и углом продольной килеватости межреданной части γ м .

Длина, форма и продольная килеватость носовой части (γ н @ 0¸3° ), влияющие на продольную остойчивость и угол начального дифферента, выбираются такими, чтобы исключить зарывание носом и заливание палубы водой при высоких скоростях хода.
Продольная килеватость межреданной части (γ м @ 6¸9° ) выбирается так, чтобы обеспечить устойчивое глиссирование, посадку на сушу при максимально допустимом угле атаки и сход на воду (для самолета-амфибии) по существующимслипам (англ. slip , букв. - скольжение) - уходящим в воду наклонным береговым площадкам для схода амфибии на воду и выхода на берег.
При достаточной продольной килеватости межреданной части отрыв при взлете с воды может происходить "с подрывом" (увеличением угла атаки) на максимально допустимом коэффициенте подъемной силы.
Отрыв с воды при взлете осложнен тем, что кроме сил сопротивления воды движению лодки, рассмотренных выше, между днищем лодки и водой действуют силы сцепления (подсасывания), особенно в задней части лодки.
Назначение редана - уничтожить подсасывающее действие воды (подсос) при разбеге, уменьшить этим сопротивление воды, дать возможность лодке "отлипнуть&qu

В России с 2017 года ведутся работы по созданию нового самолёта вертикального взлёта и посадки. По словам вице-премьера Юрия Борисова, сроки реализации этого проекта в рамках госпрограммы вооружений определяются технологическим циклом создания. Таким образом, ожидается, что самолёт поступит в серию через 7-10 лет. Эти боевые машины должны стать будущим российской палубной авиации. Эксперты отмечают высокую актуальность создания современных самолётов вертикального взлёта и посадки. При этом конструкторы и инженеры смогут в полной мере использовать обширные наработки в этой области, сделанные во времена СССР.

• Як-141 на Международном авиакосмическом салоне МАКС-1995 в Жуковском
• РИА Новости
• Сергей Субботин

В России с 2017 года в рамках госпрограммы вооружений ведутся работы по созданию нового самолёта вертикального взлёта и посадки. Такое заявление на полях форума «Армия-2018» сделал вице-премьер Юрий Борисов.

«Эта работа действительно включена в государственную программу вооружений. Она ведётся по поручению Верховного главнокомандующего. Сейчас разрабатываются концептуальные модели, прототипы... Концептуально такие работы ведутся в Министерстве обороны с прошлого года», — рассказал зампред правительства России.

«Сроки определяются технологическим циклом создания, как правило, это 7—10 лет, если выходить в серию. Это новый самолёт», — отметил Борисов.

По его словам, подобная техника станет будущим палубной авиации, для которой характерно использование технологий укороченного или вертикального взлёта и посадки.

«Для всех авианесущих кораблей необходим будет новый парк летательных аппаратов. Именно для этого используются различные технологии, которые позволяют обеспечить укороченные взлёт и посадку либо просто вертикальный взлёт», — заявил вице-премьер.

О планах создания перспективного самолёта для авианосцев тот же Борисов (занимавший должность замминистра обороны) рассказывал ещё в июле 2017 года на международном авиакосмическом салоне МАКС-2017. Тогда он отметил, что в рамках этого проекта Минобороны рассматривает вариант обращения к ОКБ имени Яковлева.

«Это развитие «яковской» линии, которая была прекращена», — рассказал Борисов.

Он уточнил, что новые самолёты будут включены в состав авиагруппы кораблей, которые планируется заложить в рамках госпрограммы вооружений 2018—2025 годов.

Отметим, что среди всех проектов самолётов вертикального взлёта и посадки (СВВП), которые с 1950-х годов пытались создать ведущие авиастроительные компании СССР, США и Европы, до серийного производства дошли лишь советский Як-38 и семейство британских и позднее британо-американских самолётов Harrier.

Палубный штурмовик Як-38 не получил серьёзного применения в качестве вида вооружения, а из 231 произведённой машины 48 были потеряны в результате различных инцидентов. Однако в рамках этого проекта было отработано множество технологических и конструктивных решений, а также получен богатый опыт пилотирования и эксплуатации подобной техники. Во многом благодаря этой программе были созданы как новые авианесущие корабли, так и следующее поколение советских СВВП — Як-141.

Эта машина, созданная специалистами ОКБ Яковлева в 1970—1980-х годах, стала одним из первых самолётов вертикального взлёта и посадки, преодолевших скорость звука. Як-141 должны были войти в состав авиагрупп тяжёлых авианесущих крейсеров проекта 1143, в том числе ТАВКР «Тбилиси» (в 1990-м переименованного в «Адмирал Кузнецов»).

Уникальная машина, по своим характеристикам превосходившая зарубежные аналоги, была представлена широкой публике на авиасалоне в британском Фарнборо в 1992 году. Однако по ряду причин проект Як-141 был сначала заморожен в разгар его лётных испытаний, а в начале 2000-х закрыт.

При этом в середине 1990-х в ОКБ Яковлева велась работа над эскизным проектом Як-201, который должен был стать дальнейшим развитием палубного Як-141 и его сухопутного аналога Як-43.

По некоторым данным, этот проект стал прообразом американского истребителя пятого поколения F-35, включая его корабельную версию F-35B.

В апреле 2018 года ряд порталов, в том числе The National Interest и Task and Purpose , сообщили, что в середине 1990-х годов компания Lockheed Martin, предположительно, подписала соглашение о сотрудничестве с ОКБ Яковлева, что позволило Соединённым Штатам получить критически важные данные испытаний, которые легли в основу создания двигателей F-35B.

«Почти наверняка данные, собранные из старого советского проекта СВВП, использовались при разработке варианта VTOL F-35 Joint Strike Fighter. Это означает, что F-35 хотя бы частично своим существованием обязан программе вооружений советской эпохи», — писал Task and Purpose.

«Время вернуться к теме»

По словам бывшего заместителя главкома ВВС России генерал-полковника Николая Антошкина, создание нового российского самолёта с вертикальным взлётом и посадкой представляется перспективным. В беседе с RT он отметил, что в этом проекте можно использовать наработки и опыт, полученные в ходе работы над Як-141, однако «к старому нельзя возвращаться».

Говоря о размещении самолётов на кораблях, эксперт отметил, что у СВВП есть некоторые преимущества по сравнению с существующими палубными вариантами скоростных самолётов (вариации Су-27 и МиГ-29К), которым нужна соответствующая полоса и дополнительные устройства торможения. Вместе с тем генерал-полковник отметил определённые особенности СВВП.

«Это самолёты не наступательные, а оборонительные... Они могут базироваться не только на авианосцах, но и на земле без всяких взлётно-посадочных полос. Удобный вариант — это я вам как бывший командующий фронтовой авиацией могу сказать. Удобный самолёт. Главное, чтобы он хороший получился», — отметил Антошкин.

В свою очередь, заслуженный лётчик-испытатель РФ, почётный президент авиакосмических салонов МАКС Магомед Толбоев рассказал RT о высокой актуальности создания самолётов с вертикальным взлётом и посадкой.

«Это показывают события в Сирии. В 1970-х годах это показала Фолклендская война, когда британские самолёты Harrier уничтожили аргентинскую авиацию и флот. Очень актуально. Видимо, сейчас время вернуться к теме, остаётся реанимировать», — отметил Толбоев.

При этом заслуженный военный лётчик, заместитель главного редактора журнала «Авиапанорама» Владимир Попов заявил, что актуальность вопроса создания самолёта вертикального взлёта и посадки «не уходила за пределы технического творчества и инженерной мысли современности».

«У нас есть очень хорошие модели на базе Су-27 (Су-30СМ, Су-33, Су-34) — самолёты, которые могут быть использованы на коротких взлётно-посадочных полосах, но всё равно самолёты повышенной оперативности на ограниченных участках местности или же в море с кораблей, конечно, должны работать ещё и с вертикальным взлётом и посадкой. Например, на кораблях без большой взлётно-посадочной полосы», — отметил эксперт.

По словам собеседника RT, для повышения обороноспособности России целесообразно использовать самолёты с СВВП, тем более что у оборонно-промышленного комплекса есть очень хороший задел в этой области.

«Отказываться от такого направления деятельности в боевой авиации нецелесообразно. Поэтому очень хорошая идея — возродить работу конструкторов, инженеров и технологов в направлении создания боевых самолётов вертикального взлёта и посадки», — подчеркнул Попов.

По его словам, в свете создания нового самолёта наиболее перспективным выглядит восстановление наработок по программе Як-141 и полноценное их использование с поправкой на то, что за последнее время появились новые материалы и технологии.

«Есть возможность на 10—15% улучшить эффективность качества работы с отдачей топливной автоматики, новых двигателей, а это много значит. Сегодня создать такой аппарат вертикального взлёта и посадки будет гораздо проще по материальной части, по материалам и автоматизированным системам управления, чем 20 лет назад», — отметил Попов.

Эксперт подчеркнул, что это будет совершенно новая машина, поскольку в настоящее время речь идёт об использовании так называемых стеклянных кабин (панелей кабины пилотов с электронными дисплеями системы управления полётом), новых систем управления и навигации, включая применение систем ГЛОНАСС. Всё это облегчает самолёт и существенно повышает его боевые возможности.

Собеседник RT отметил, что у России есть опыт эксплуатации СВВП не на полноценных авианосцах, а на авианесущих крейсерах, таких как «Адмирал Кузнецов», и кораблях меньших размеров, которые могут одновременно действовать и как флотская ударная единица, и как авианесущий корабль, который способен вокруг себя организовать оборону и прикрыть проливные зоны и зоны фарватеров.

«Мы занимаемся сегодня оборонительными системами, нам важно защитить своё государство, свой народ, а не завоевать что-то, где-то и когда-то, и этот подход нам ближе в стратегии развития вооружённых сил и авиации. Он, наверное, и социально будет более правильно принят нашим народом», — подытожил Попов.