Уже без малого двадцать лет, с 1989 года, отечественные истребители Су-27 и МиГ-29 выполняют запоминающийся всем манёвр «Кобра», фактически ставший фирменной маркой отечественных истребителей. Пилотаж самолёта обычно происходит на углах атаки, не превышающих 10—15° (угол между продольной осью самолёта и вектором его скорости), нос самолёта при этом ориентирован по направлению полёта. При выполнении манёвра «Кобра» углы атаки могут достигать значений 120°, самолёт отклоняется назад, и у зрителя складывается впечатление, что летит он «хвостом вперёд» (рис. 1).
Зарубежные истребители, в том числе и серийные американские F-15, F-16, F-18, этот манёвр делать тогда не могли, и лишь спустя несколько лет его стали выполнять специально оборудованные истребители F-15 и F-16, в то время как Су-27 и МиГ-29 были серийными машинами. Более того, манёвр «Кобра» стал в определённой степени признаком качества истребителя; например, подчёркивая широкие возможности нового американского истребителя F-22 «Рэптор», зарубежная печать упоминала его способность выполнять этот манёвр.
Эффектному манёвру «Кобра», впервые выполненному лётчиком-испытателем В. Г. Пугачёвым и продемонстрированному им в 1989 году на авиашоу в Ле-Бурже, предшествовали теоретические и экспериментальные работы, проводившиеся в ЦАГИ с конца 1970-х годов. Позднее в ЦАГИ с участием ОКБ Сухого, ОКБ Микояна, ГосНИИАС и ЛИИ был проведён большой объём расчётов, испытаний в аэродинамических трубах, моделирования на пилотажных стендах, лётных испытаний на динамически подобных моделях и на самолёте Су-27. Очередной этап исследований завершился в 1989 году разработкой и освоением так называемого динамического выхода на закритические углы атаки, впоследствии получившего название «Кобра». Группа сотрудников ЦАГИ — Ю. Н. Желнин, В. Л. Суханов, Л. М. Шкадов — и лётчик-испытатель В. Г. Пугачёв за теоретическую разработку и освоение этого манёвра были удостоены премии имени Н. Е. Жуковского за 1990 год.
При выполнении манёвра «Кобра» самолёт выходит на углы атаки, которые ранее были недостижимы и, строго говоря, запрещены в лётной практике. Дело в том, что при достижении углов порядка 20—25°, которые называются «критическими», картина аэродинамического обтекания существенно меняется, наступает так называемое отрывное обтекание, самолёт теряет устойчивость, происходит его сваливание и затем попадание в штопор. Явление это крайне нежелательное и опасное, поэтому существует система мер, не позволяющих лётчику превышать критический угол атаки.
Это ограничение существенно тормозило возможности эволюций самолёта в пространстве и особенно остро проявлялось в воздушном бою, когда лётчику порой «не хватает» угла атаки для успешного ведения боя. Поэтому в конце 1970-х — начале 1980-х годов и у нас в стране, и за рубежом стали проводить исследования по освоению углов атаки более 60°. Позднее появился термин «сверхманёвренность», который был заимствован из зарубежных источников (supermaneurability), хотя в первых отечественных исследованиях такой режим назывался «полёт на закритических углах атаки». Эти термины использовал немецкий специалист В. Б. Хербст в своей работе 1980 года, которая спустя год стала известна у нас в стране. Сегодня термин «сверхманёвренность» означает способность самолёта маневрировать без ограничений на угол атаки, хотя и не полностью отражает все возможности истребителя. Среди них есть такие, которые можно по аналогии назвать «сверхуправляемостью» — возможностью практически неограниченно изменять ориентацию самолёта относительно направления полёта.
Испытания моделей перспективных истребителей на углах более 60° в аэродинамической трубе Т-105 ЦАГИ показали наличие динамической боковой устойчивости аппаратов некоторых аэродинамических схем. Стало понятно, что на таких режимах летать можно, но обеспечить управляемость — задача весьма сложная. Прежде чем начать её решать, необходимо было оценить, что даёт их применение с точки зрения боевой эффективности, проверить, достаточно ли она высока.
Оценке эффективности и был посвящён первый этап работ. Результаты математического моделирования показали существенное превосходство сверхманёвренного истребителя. Их подтвердило полунатурное моделирование, проведённое в 1982—1983 годах в ЦАГИ совместно с ГосНИИАС на пилотажном стенде КПМ-2300: истребитель, использующий закритические углы атаки в условиях ближнего воздушного боя, действительно получает преимущество благодаря энергичному развороту и уменьшению радиуса виража. Моделирование дальнего воздушного боя показало, что сверхманёвренный истребитель после пуска ракеты может для интенсивного торможения не менее эффективно использовать выход на большие углы.
На следующем этапе исследований анализировалась возможность реализовать такие режимы, обеспечив устойчивость и управляемость самолёта. В аэродинамической трубе Т-105 ЦАГИ в 1987 году испытали модели самолёта Су-27 в диапазоне углов атаки от 0 до 180° и углов скольжения ±90°. Анализ результатов испытаний позволил автору сделать важный вывод. Оказалось, что при полностью отклонённом горизонтальном оперении на кабрирование самолёт мог выйти на большие углы атаки в режиме стремительного динамического «заброса» и вернуться в исходное положение. И это при том, что эффективность аэродинамических органов продольного управления в области больших углов атаки практически «нулевая».
Математическое моделирование манёвра показало справедливость сделанного предположения. Самолёт за 5—7 секунд выходил на углы атаки более 60—90° и самостоятельно возвращался в область малых углов. Скорость при этом снижалась почти в два раза, а высота менялась только на 100—150 метров. Угловая скорость тангажа достигала 60 градусов/с, боковое возмущение не развивалось.
Рассмотрим более подробно механику такого манёвра. Образно говоря, действие аэродинамических сил на самолёт соответствует весьма распространённому принципу колебаний маятника или пружины с грузом: при отклонении объекта от положения равновесия должны возникать силы, стремящиеся вернуть его обратно. В процессе любого колебания достигается минимальное и максимальное значения амплитуды, и такой же характер имеет изменение угла атаки при выполнении манёвра «Кобра». Минимальное значение амплитуды соответствует «обычным» углам атаки 10—15°, максимальное — закритическим углам 90—120°.
Схему аэродинамических сил, действующих на самолёт, можно проиллюстрировать на примере обтекания пластины воздушным потоком (рис. 2). На небольших углах атаки при безотрывном обтекании пластины точка приложения суммарной аэродинамической силы (центра давления) лежит в её передней части, впереди геометрического центра тяжести пластины. В результате создаётся момент сил, направленный на увеличение угла атаки (на кабрирование). При достижении 90° точка приложения аэродинамической силы совпадёт с центром тяжести и момент сил станет равным нулю. При дальнейшем увеличении угла аэродинамическая сила окажется приложенной к точке позади центра тяжести (обозначенной на рисунке буквой «а») и направленной вниз. За счёт этого создаётся противоположный момент, вызывающий уменьшение угла атаки (на пикирование). Налицо схема сил, соответствующая устойчивым колебаниям около положения равновесия, равного углу порядка 90°. Так создаются предпосылки для колебательного процесса — периодического выхода на большой угол атаки и возвращения в область исходных углов.
Динамика движения самолёта под действием аэродинамических сил аналогична (рис. 3). Она достигается как отклонением органов управления (в частности — поворотного стабилизатора), так и благодаря аэродинамической компоновке самолёта, в которую заложена концепция его статической неустойчивости. Но в отличие от пластины точка приложения суммарной аэродинамической силы совпадает с центром масс самолёта при угле 50—60° — так называемом балансировочном угле атаки.
На первом этапе под действием момента на кабрирование самолёт развивает угловую скорость вращения, приобретая кинетическую энергию, по инерции проходит точку равновесия (рис. 4, а, б) и продолжает вращение, увеличивая угол атаки. Когда угол атаки становится больше балансировочного, возникает противодействующий вращению момент на пикирование. За счёт него вращение прекращается, и достигается максимальный угол атаки (рис. 4, в). Под действием момента на пикирование начинается поворот в обратном направлении. На углах атаки, меньших балансировочного, возникает момент, который противодействует вращению и останавливает самолёт в исходном положении (рис. 4, г, д). При этом происходит интенсивное торможение самолёта; при фиксированных аэродинамических характеристиках оно определяется в основном нагрузкой на крыло — отношением веса самолёта к площади его крыла. Существенную роль играют момент инерции самолёта, расстояние между центром давления и центром масс самолёта и другие параметры. Различные их сочетания приводят к разнообразным вариантам динамического выхода на закритические углы атаки. В частности, восстанавливающий момент (на пикирование) может оказаться недостаточным для возвращения в исходное положение. Поэтому теоретически можно предположить следующие три варианта:
— самолёт достигает некоторого максимального значения угла атаки и возвращается в исходное положение («Кобра»);
— самолёт развивает большую угловую скорость вращения и, продолжая его, возвращается в исходное положение, совершив переворот на 360° («Кульбит»);
— самолёт выходит на большие углы атаки, останавливается в точке, где момент равен нулю, и не возвращается в исходное положение («Геликоптер», или «Штопор»).
Соотношение параметров самолёта Су-27 оказалось наиболее благоприятным для реализации первого варианта. Следует отметить, что оно не было заранее предусмотрено для выполнения этого манёвра, но проявилось в процессе исследований и лётных испытаний. Основными факторами, которые определили успешное выполнение им манёвра «Кобра», стали высокая эффективность его поворотного стабилизатора и малый запас статической устойчивости.
Область неустойчивости самолёта находится в окрестности углов атаки 30—40°. В этой области может развиться боковое возмущающее движение самолёта и наступить сваливание. Однако его развитие требует определённого времени, и, если выйти из области неустойчивости раньше, сваливания не произойдёт. Для успешного выполнения манёвра «Кобра» самолёт должен развить достаточно высокую угловую скорость по тангажу (в продольном движении), чтобы быстро проскочить участок неустойчивости. Это в какой-то степени аналогично движению человека по узкой переправе без перил: надёжнее преодолеть её бегом, а не медленно и осторожно, пытаясь балансировать.
Кратковременность манёвра спасает ещё от одной неприятности. Дело в том, что на больших углах атаки над крылом, вдоль фюзеляжа самолёта, образуются несимметричные вихри. Они вызывают появление весьма неблагоприятных, так называемых несимметричных возмущающих боковых моментов по крену и рысканью. А при быстром проходе зон образования вихрей они не успевают полностью сформироваться.
Из этого следовал вывод: для выполнения манёвра лётчику необходимо предельно быстро отклонить до максимума горизонтальное оперение на кабрирование. Это предъявляет определённые требования к системе управления самолётом. У Су-27 она содержит отрицательные обратные связи, не позволяющие ему развивать слишком высокую угловую скорость, притормаживает стабилизатор при резком отклонении ручки управления, «смягчает» реакцию самолёта на резкие действия пилота. Поэтому в системе управления необходимо исключить обратные связи и перейти к режиму с «жёсткой» связью ручки управления с поворотным стабилизатором: взяв ручку управления на себя с предельной скоростью, лётчик столь же быстро отклоняет стабилизатор до максимального положения.
В связи с этим уместно провести некоторый сравнительный анализ манёвров «Колокол» и «Динамический выход». По существу они — предельные элементы одного семейства манёвров с выходом на большие закритические углы атаки с интенсивной потерей скорости и возвращением в область малых углов. К манёврам этого типа относятся также манёвры с «медленным» выходом на большие углы атаки, занимающие промежуточное положение в указанном семействе. Различаются они только способом достижения больших закритических углов атаки.
Ещё одна проблема связана с работой двигателя. При выходе на большие углы атаки происходит срыв потока на кромках воздухозаборников и возникает так называемый помпаж — пульсации потока воздуха, из-за которых двигатель глохнет. Появление помпажных эффектов в высокой степени зависит от расположения воздухозаборников и их формы. Конфигурация воздухозаборников на истребителях Су-27 и МиГ-29 обеспечивает устойчивую работу двигателя при выходе на большие углы атаки, соответствующие полёту «хвостом вперёд». Вдобавок к этому моменту скорость сильно падает, и условия работы воздухозаборника становятся близкими к работе двигателя на неподвижном стенде, где срыв потока отсутствует.
Скорость динамического выхода ограничивает ещё один фактор: воздействие перегрузок на лётчика. Предельно допустимая перегрузка ограничивает диапазон скоростей, при которых он возможен. Для Су-27 темп выхода на перегрузку существенно превышает допустимую. Однако кратковременные перегрузки, характерные для этого манёвра, лётчик переносит сравнительно легко. При этом основная составляющая перегрузки воздействует в обычном направлении — таз — голова.
При вращении кабины лётчика относительно центра масс при высоких угловых скоростях по тангажу возникает перегрузка в направлении грудь — спина, которая вызывает «кивок» лётчика в направлении приборной доски и достигает величины 2—2,5 g. Эта перегрузка тоже может ограничивать диапазон скоростей при выполнении манёвра.
ЦАГИ и ОКБ Сухого провели совместную работу по исследованию характеристик динамического выхода на конкретном самолёте, уточнению области режимов полёта и других факторов, необходимых для проведения лётных испытаний.
В конце 1988 года исследования были закончены, проведено полунатурное моделирование на пилотажном стенде ПСПК-1 ЦАГИ этих режимов с участием лётчика-испытателя ЛИИ Л. Д. Лобоса. Тогда же завершились испытания самолёта Су-27 по сваливанию и штопору, проведённые специалистами ОКБ Сухого, ЛИИ и ЦАГИ. Лётные испытания динамического выхода на большие углы атаки включали две программы.
Первую начал выполнять в феврале 1989 года лётчик-испытатель ОКБ Сухого Виктор Пугачёв в рамках подготовки демонстрационных полётов на авиасалоне в Ле-Бурже, где впервые представлялся самолёт Су-27. Лётные испытания по второй программе начал на два месяца позже лётчик-испытатель ЛИИ Леонид Лобос. Она была направлена на определение границ и условий выполнения динамического выхода на закритические углы атаки.
Существенным моментом первой программы стала отработка динамического выхода из горизонтального полёта на малой высоте — 400—500 метров. Испытательные полёты начали с высоты 10 000 метров, снижая её по мере освоения манёвра. Первые полёты проводились с системой управления, ограничивающей угловые скорости. Хотя они и показали принципиальную возможность выполнения этого манёвра, однако развивающееся при этом боковое движение не позволяло добиться стабильного манёвра. Тогда решили перейти на управление в режиме «жёсткая связь». В результате стабильность манёвра существенно улучшилась, и в конце апреля В. Пугачёв уверенно выполнял его на высоте 400 метров, отработав технику пилотирования «хвостом вперёд», которую и продемонстрировал в Ле-Бурже. Манёвр этот стал известен во всём мире под названием «Кобра Пугачёва».
Леонид Лобос также успешно освоил этот манёвр, выполняя его не только из горизонтального полёта, но и с различными углами крена и тангажа. Позже этот манёвр с углами крена порядка 90° был освоен на самолётах с отклоняемым вектором тяги (ОВТ), неоднократно демонстрировался на показательных полётах и получил название «Хук». Спустя некоторое время аналогичные манёвры, хотя и с некоторыми отличиями, стали выполнять на самолётах МиГ-29, имеющих несколько другие характеристики.
На первых порах исследования сверхманёвренности носили несколько абстрактный характер, а время её практической реализации представлялось весьма отдалённой перспективой. Но когда динамический выход успешно прошёл апробацию в лётной практике, его практическая полезность стала очевидной, а применение отклоняемого вектора тяги окончательно сделало сверхманёвренность реальностью.
Сама идея динамического выхода на большие углы атаки как целенаправленного манёвра была впервые сформулирована и обоснована в работах ЦАГИ в 1987 году. Поначалу она вызывала большие сомнения среди специалистов. Активная поддержка этой идеи руководством ЦАГИ и ведущими специалистами Г. С. Бюшгенсом, Г. И. Загайновым, Л. М. Шкадовым, В. Л. Сухановым позволила получить убедительные результаты теоретических исследований. Однако воплотить идею в жизнь было невозможно без привлечения специалистов ЦАГИ, ЛИИ, КБ Сухого и КБ Микояна. Особо следует отметить роль Генерального конструктора КБ Сухого — М. П. Симонова: он принял ответственное и в определённой мере рискованное решение провести лётные испытания манёвра вопреки мнению многих специалистов. Освоение режимов сверхманёвренности на истребителях существующего поколения Су-27 и МиГ-29 привлекли внимание широкого круга авиационных специалистов и дали новый импульс исследованиям. В США в этом режиме испытали экспериментальный самолёт Х-31А, истребители F-15, F-16 и F-18, оснащённые отклоняемым вектором тяги (ОВТ). Аналогичные исследования проводились и на самолёте Су-27 с ОВТ, позволившим расширить класс манёвров на закритических углах атаки.
Применение ОВТ обусловлено необходимостью создать дополнительные силы управления самолётом на режимах сверхманёвренности, когда аэродинамические органы управления становятся неэффективными — на больших закритических углах атаки и малых скоростях полёта. Поэтому диапазон подобных режимов для самолётов без ОВТ довольно узок и практически ограничен только манёвром «Кобра», когда самолёт практически неуправляем, а его устойчивость определяется в основном кратковременностью манёвра. Кардинально повысить управляемость возможно посредством отклонения реактивной струи с помощью поворотного сопла двигателя. При отклонении струи тяга двигателя приобретает две составляющие: одна проходит через центр масс и направлена по оси самолёта, другая — перпендикулярно к ней. В зависимости от ориентации оси вращения сопла при его отклонении создаются управляющие моменты в продольном и боковом движении (рис. 5, а, б). Для двухдвигательной схемы самолёта отклонение сопел в противоположные стороны позволяет создать моменты по крену (рис. 5, в).
Создание поворотного сопла и управление им — очень сложная техническая задача. Наиболее проста одноосевая схема, реализованная на самолётах Су-30МКИ, F-22. Более сложна двухосевая схема, которая используется на МиГ-29ОВТ, F-16 MATV «VISTA», F-15 «ACTIV» и обеспечивает независимое управление по тангажу, рысканью и крену. А разработанное совместно ЦАГИ и ОКБ Сухого V-образное положение одноосных круглых сопел самолёта Су-30МКИ (рис. 5, г) позволяет в рамках одноосной схемы создать управляющий момент по всем трём осям двухдвигательного самолёта. Использование ОВТ позволяет существенно расширить диапазон манёвров (некоторые из них представлены на рисунках).
Манёвры «Колокол» и «Кобра» могут выполняться и самолётами с аэродинамическим управлением, но с ОВТ они носят более чёткий характер, увеличивающий безопасность их выполнения.
Манёвр «Геликоптер» выполняется со снижением и вращением самолёта в плоскости крена по винтовой линии малого радиуса, по внешнему виду напоминающей штопор. Однако это манёвр управляемый, самолёт легко выходит из него в прямолинейный полёт или начинает вращение в противоположном направлении.
Манёвр «J-turn» (поворот J) предназначен для энергичного разворота на 180° в ограниченном пространстве. Название он получил из-за сходства траектории с латинской прописной буквой «J» и впервые предложен В. Хербстом.
«Кульбит», или «переворот на 360°», в определённом смысле служит развитием манёвра «Кобра»: самолёт возвращается в исходное положение не через обратное движение, а продолжая вращаться.
«Хук» по своему замыслу — манёвр «Кобра», выполненный при крене 90°. Аналогичные манёвры при различных углах крена представляют собой разные варианты «боевого» манёвра.
Все описанные выше манёвры выполняются лётчиками-испытателями и демонстрируются на авиашоу. Все их можно комбинировать, составляя эффектные каскады фигур высшего пилотажа, например «Кобра» + «Геликоптер», «Хук» + «Геликоптер» и другие, в том числе их боевые варианты.
Новые истребители с повышенной манёвренностью создаются, естественно, для ведения воздушного боя с превосходством над противником. Действительно, разворот самолёта на большой угол практически независимо от направления полёта позволяет опередить противника, не располагающего такими возможностями, в применении оружия, а ведь опережающий пуск ракеты, по существу, определяет исход боя. Это безусловно положительное свойство сверхманёвренного истребителя. С другой стороны, такой манёвр приводит к значительной потере скорости, что на некоторое время лишает пилота возможности активно маневрировать и может иметь опасные последствия. Кроме того, выход на большие углы атаки возможен только при скоростях, когда максимальная перегрузка не превышает допустимую — 600—650 км/ч, что несколько ниже типичной скорости начала воздушного боя. Именно эта неоднозначность в эффектах применения сверхманёвренности остаётся предметом дискуссий о целесообразности её применения в воздушном бою. Однако все вновь создаваемые истребители, как у нас, так и за рубежом, всё-таки обладают сверхманёвренностью.
Очевидно, что применение всех этих режимов связано с определённым риском, который можно оправдать, если вероятность победы максимальна, а поражения — минимальна. Фактически это означает, что в воздушном бою существуют ситуации, когда применение сверхманёвренности гарантирует и успех и безопасность. В противном случае эти режимы применять не следует, оставаясь с противником на равных.
На рис. 6 приведена картина воздушного боя, полученная на основе математического моделирования, которая иллюстрирует вариант эффективного применения сверхманёвренности. Из равных условий сверхманёвренный истребитель («красный») выполняет манёвр типа «Хук» и пускает ракету, которая достигает цели в момент, когда его противник («синий»), не обладающий сверхманёвренностью, этого сделать не может. После этого «красный» истребитель благодаря уменьшению радиуса разворота, обусловленному потерей скорости, уходит из зоны возможных пусков ракеты противником (если тот оказался непоражённым): в пикировании, двигаясь почти прямолинейно, он увеличивает скорость — и ракеты противника не достигают цели.
В боевых условиях существенное значение приобретает роль «подсказок», которые дают лётчику системы бортового «интеллекта», всё активнее внедряемые в лётную практику. На основе анализа сложившейся в бою ситуации и прогноза её развития система должна подсказать лётчику момент максимально эффективного и безопасного применения сверхманёвренности или сообщить о её невозможности в силу опасных последствий, вызванных потерей скорости.
***
В заключение следует сказать, что применение сверхманёвренности ставит помимо упомянутых выше целый ряд проблем, связанных с системой управления самолётом, работой бортового комплекса вооружения, тактикой воздушного боя, и многих других. Часть их в настоящее время успешно преодолена, остальные находятся в стадии исследований. В целом сверхманёвренность занимает прочное место среди новых технических решений, используемых при создании перспективного истребителя.
СЛОВАРИК К СТАТЬЕ
Кабрирование (от франц. cabrer — поднять на дыбы) — поворот летательного аппарата вокруг своей поперечной оси, приводящий к увеличению угла атаки.
Крен — положение самолёта, при котором вертикальная плоскость его симметрии находится под углом к поверхности Земли, отличным от 90°.
Пикирование (от фр. piquer une těte — падать вниз головой) — снижение самолёта по траектории, наклонённой под углом 30—90° к поверхности Земли, приводящее к быстрой потере высоты и нарастанию скорости. Пикирование под углом 80—90° называется отвесным.
Рысканье — небольшие периодические угловые отклонения самолёта по горизонтали в обе стороны от направления его движения при прямом положении руля.
Сваливание — критический режим, при котором возникает неуправляемое боковое движение самолёта.
Тангаж — движение самолёта, приводящее к изменению угла между его продольной осью и горизонтальной плоскостью. Увеличение этого угла приводит к кабрированию, уменьшение — к пикированию.
Угол атаки — угол между некой условной линией, например хордой крыла самолёта, и направлением скорости встречного потока воздуха.
Штопор — снижение самолёта по крутой винтовой линии с одновременным вращением вокруг вертикальной оси. Управляемый штопор — одна из фигур высшего пилотажа.
