PrzeglÄ…d WLOP - F - 16CD - Wielozadaniowy myÅ›liwiec taktyczny[Lotnictwo].pdf - Przegląd WLiOP - damiano031

TECHNIKA I EKSPLOATACJA

Płk w st. sp. pil. dr inż. Antoni Milkiewicz

F-16C/D

Wielozadaniowy myśliwiec taktyczny

kupione samoloty F-16 . Myślę, że przyszli

użytkownicy tych maszyn, a także osoby inte-

resujące się lotnictwem, chcieliby poznać nie-

co bliżej, i nieco wcześniej, szczegłowsze

dane dotyczące tych samolotw (rys. 1).

Przy określonym ciągu zespołu napędowe-

go, prędkości naddźwiękowe uwarunkowane są

oporem aerodynamicznym samolotu. Opr ae-

rodynamiczny, także opr falowy, zależą głw-

nie od parametrw geometrycznych skrzydeł,

takich jak: względna grubość profili g , kąt sko-

su krawędzi natarcia (leading edge sweep)

Problemy związane z opracowaniem

kompozycji aerodynamicznej samolotu

Im cieńsze są profile skrzydeł, im większy

jest kąt skosu i mniejsze wydłużenie, tym

większa jest Ma kr. skrzydeł, tym mniejszy przy-

rost oporu falowego podczas przekraczania

bariery dźwięku ( Ma ~1) i mniejszy opr ae-

rodynamiczny przy prędkościach naddźwię-

kowych (rys. 2, 3 i 4).

Skonstruowanie samolotu, ktry osiągałby

prędkości naddźwiękowe i jednocześnie był

wysoce manewrowy zarwno w locie z prędko-

ściami poddźwiękowymi, jak i naddźwiękowy-

mi, wymagało rozwiązania wielu problemw.

Rys. 1. Samoloty F-16 Fighting Falcon: a Î F-16C , wersja jednomiejscowa, b Î F-16D ,

wersja dwumiejscowa

Rys. 2. Wpływ względnej grubości skrzydeł na ich

opr aerodynamiczny

Rys. 3. Wpływ kąta skosu skrzydeł na ich opr

aerodynamiczny

LISTOPAD 2003

J uż niedługo na nasze lotniska przylecą za-

i wydłużenie skrzydeł (aspect ratio)

Rys. 4. Wpływ wydłużenia skrzydeł na ich opr

aerodynamiczny

Jednak konsekwencją małej względnej gru-

bości skrzydeł, dużego skosu i małego wydłu-

żenia skrzydeł jest ich niewielka nośność.

Charakterystyczną cechą skrzydeł skośnych

o małym wydłużeniu jest zwiększone pochy-

lenie krzywej C z (

Rys. 6. Zależność C z (

) od kąta skosu skrzydeł

) w stosunku do pochyle-

nia krzywej skrzydeł prostych, co powoduje,

że krytyczny kąt natarcia tych skrzydeł ma

znaczną wartość (rys. 5, 6, 7).

W celu uzyskania dużej manewrowości sa-

molotu przy zastosowaniu parametrw skrzy-

deł samolotu naddźwiękowego, podjęto dzia-

łania mające znacznie zwiększyć nośność

Rys. 7. Zależność C z (

) od wydłużenia skrzydeł

Rys. 5. Zależność C z (

) od względnej grubości

profili

skrzydeł. Nośność skrzydeł zwiększono dzię-

ki zastosowaniu laminarnych skrzydeł pasmo-

wych (strake-pasmo lub LEX leading edge

extansion) i klap krawędzi natarcia (LEFÓs

leading edge flaps).

Głwnymi elementami skrzydeł pasmo-

wych są napływy stanowiące wytwornice wi-

rw (rys. 8), ktrych intensywność rośnie

w miarę zwiększania kąta natarcia. Wiry, prze-

pływając nad grną powierzchnią przykadłu-

bowej części skrzydeł, wzmacniają warstwę

przyścienną i utrzymują ją na dużych kątach

natarcia. Powierzchnia napływw wytwarza

ponadto siłę nośną. Skrzydła pasmowe mają

zatem większą nośność niż skrzydła klasycz-

Przegląd WLOP

Rys. 8. Działanie napływu skrzydła pasmowego

ne. Dodatkowe zastosowanie klap krawędzi

natarcia, wyginających szkieletową profili

skrzydeł, wpływa na zwiększenie nośności

rwnież tych części skrzydeł, ktre nie są ob-

jęte wirami (rys. 9).

Jak widać na rys. 9, C z skrzydeł pasmowych

z klapami krawędzi natarcia jest większy od

C z skrzydeł klasycznych o 60 - 70%. Aby za-

bezpieczyć się przed przedwczesnym oderwa-

niem warstwy przyściennej od końcowej czę-

ści skrzydeł w pobliżu krytycznego kąta na-

tarcia, zastosowano skręcenie geometryczne

skrzydeł (twist)

Î ciężar samolotu w części jest rwnoważony

przez tę składową (rys. 11).

Uzyskanie wysokiej manewrowości zależy

wprost od sterowności samolotu. Oczywiście

sterowność podłużna będzie tym większa, im

mniejszy będzie zapas statycznej stateczności

podłużnej samolotu (ZSSP) Î im mniejsza bę-

dzie odległość położenia środka ciężkości sa-

molotu od położenia jego ogniska aerodyna-

micznego (rys. 12a). Konstruktorzy samolotu

o prędkościach poddźwiękowych, taką właści-

wość mogą osiągnąć przez odpowiednie roz-

łożenie ciężarw wzdłuż osi podłużnej samo-

lotu. Jednak w locie z prędkością naddźwięko-

wą, w związku z wędrwką ogniska aerodyna-

micznego ku krawędzi spływu skrzydeł ze

wzrostem prędkości, odległość środka ciężko-

ści samolotu od ogniska aerodynamicznego

powiększa się, zapas statycznej stateczności

LISTOPAD 2003

Î rys. 10.

Istotny dla zapewnienia dużej manewrowo-

ści samolotu jest nadmiar ciągu zespołu na-

pędowego (stosunek ciągu P do ciężaru sa-

molotu Q ). W warunkach manewrowania sa-

molotu na dużych kątach natarcia składowa

normalna siły ciągu PÓÓ wspomaga siłę nośną

podłużnej rośnie, powodując zmniejszanie się

sterowności. Aby temu zapobiec, zdecydowa-

no się przesunąć środek ciężkości samolotu ku

krawędzi spływu skrzydeł Î za ognisko aero-

dynamiczne, co spowodowało, że samolot stał

się niestateczny podłużnie w locie z prędko-

ścią poddźwiękową. Jednak zabieg ten spowo-

dował odpowiednie zmniejszenie statycznej

stateczności podłużnej samolotu przy prędko-

ściach naddźwiękowych (rys. 12b).

Sterowanie niestatecznym samolotem, jak-

kolwiek jest możliwe przy całkowitym zaan-

gażowaniu uwagi pilota, to jednak jest niebez-

pieczne. Konieczne stało się zatem sztuczne

ustatecznienie samolotu lecącego z prędko-

ściami poddźwiękowymi przez zastosowanie

systemu sterowania lotem (FLCS flight con-

trol system), ktry bez udziału pilota korygu-

je najmniejsze odchylenia od zadanych przez

pilota warunkw lotu. Aby to zrealizować,

trzeba było wyposażyć samolot w elektrycz-

ny układ sterowania (FBW fly by wire) i za-

stosować komputer sterowania lotem (FLCC

flight control computer).

Kompozycja aerodynamiczna

samolotw F-16C i F-16D

Rys. 9. Zależność wspłczynnika siły nośnej C z od

kąta natarcia

Samoloty F-16C i D są średniopłatami wypo-

sażonymi w jeden dwuprzepływowy silnik tur-

boodrzutowy firmy Pratt & Whitney lub Gene-

ral Electric. Polskie samoloty będą miały silniki

F100-PW-229 firmy Pratt & Whitney (rys. 13).

) dla

skrzydła skręconego geome-

trycznie

Przegląd WLOP

dla skrzydeł pasmowych z klapami

krawędzi natarcia i dla skrzydeł klasycznych

Rys. 10. Przebieg C z (

Rys. 11. Rozkład sił działających na samolot przy dużym kącie natarcia: P z + PÓÓ = Q

= 3 Î i cien-

kich laminarnych profilach NACA 64A204:

względna grubość g = 4%, skos krawędzi na-

tarcia

dł. Sterowanie klapami jest uzależnione od

pozycji dźwigni wypuszczania i chowania

podwozia, od położenia wyłącznika awaryj-

nego wychylania klap, prędkości samolotu

i wartości liczby Ma .

Automatyczne klapy krawędzi natarcia ste-

rowane są komendami z komputera sterowa-

nia lotem (FLCC), w zależności od wartości

liczby Ma , kąta natarcia i wysokości lotu.

Stateczniki poziome (horizontal tails) wpły-

wają na sterowanie podłużne i poprzeczne,

działają rwnolegle z klapolotkami, spełnia-

jąc funkcję lotek. Powierzchnia statecznikw

wynosi około 21% powierzchni skrzydeł. Kąt

skosu krawędzi natarcia wynosi 40 o , wydłuże-

nie Î 2,114, zbieżność Î 0,39, ujemny kąt

wzniosu Î -10 o . Profile symetryczne u nasady

mają względną grubość 6%, na końcu Î 3,5%.

Statecznik pionowy (vertical tail) ma po-

wierzchnię stanowiącą około 18% powierzch-

ni skrzydeł, kąt skosu 47,5 o , wydłużenie 1,294

i zbieżność 0,437. Grubość względna profili

symetrycznych wynosi: u nasady 5,3%, a na

końcu statecznika 3%. Powierzchnia steru kie-

runkowego (rudder area) stanowi około 4%

powierzchni skrzydeł.

Pod kadłubem znajdują się dwie brzechwy

(ventral fins) ustateczniające samolot kierun-

kowo, każda o powierzchni 2,6% powierzch-

= 40 o . Rozpiętość skrzydeł (span) l =

9,45 m, powierzchnia S = 28 m 2 . Napływy o ką-

cie skosu 75 o mają powierzchnię S n = 4 m 2 .

Zbieżność skrzydeł (taper ratio)

= 0,2275,

kąt wzniosu (dihedral)

= 0, kąt ustawienia

(incidence)

= 0, a skręcenie geometryczne

= 3 o .

Pod każdym skrzydłem znajdują się trzy

punkty do mocowania podwieszeń zewnętrz-

nych (stores), a na końcach skrzydeł wyrzutnie

pociskw rakietowych powietrze-powietrze

naprowadzających się na podczerwień. Takie

usytuowanie pociskw umożliwia im obserwa-

cję największej części tej sfery, w ktrej może

znaleźć się cel w postaci źrdła ciepła.

Skrzydła wyposażone są w klapolotki (fla-

perons) o powierzchni stanowiącej prawie

10% powierzchni skrzydeł, spełniające zarw-

no funkcję klap krawędzi spływu (TEFÓs Î tra-

iling edge flaps), jak i lotek, oraz w klapy kra-

wędzi natarcia, ktrych powierzchnia wynosi

około 12% powierzchni skrzydeł.

Klapolotki można wychylić w dł najwię-

cej o 20 o , w grę Î o 23 o . Jeżeli używane są

jako klapy krawędzi spływu, wychylają się w

LISTOPAD 2003

W samolotach zastosowano skrzydła pa-

smowe o małym wydłużeniu Î

(twist)

PrzeglÄ…d WLOP - F - 16CD - Wielozadaniowy myÅ›liwiec taktyczny[Lotnictwo].pdf

Plik z chomika:

Inne pliki z tego folderu:

Inne foldery tego chomika: