Авиация и космонавтика 1996 01 - [4]
При создании МиГ-29 была избрана двухкилевая схема, работающая в четырех вихревой системе: два вихря генерируются вихре образующим устройством в носовой части фюзеляжа и два - крылом. Можно предположить, что выбор между однокилевой и двухкилевой схемами зависел от конфигурации крыльевых наплывов, хотя все же представляется несколько сгранным, что конструкторы фирмы «Дженерал Дайнэмикс» избрали компоновку с олнокилевым вертикальным оперением (F-16 - единственный истребитель четвертого поколения с нетреугольным крылом, имеющий один киль).
Для самолета F-16 было выбрано крыло, близкое в плане к треугольному, со стреловидностью по передней кромке 40°, удлинением 3,2 и корневой хордой толщиной 4%, имеющее профиль 64А204. Испытания в аэродинамических трубах выявили необходимость использования автоматически отклоняемого носка крыла, служащего для увеличения коэффициента подъемной силы и обеспечения устойчивости па больших углах атаки. Использование отклоняемого носка позволило при М = - 0,8 увеличить скорость установившегося разворота на 18% по сравнению с крылом, носок которого фиксирован под нулевым углом, и на 10% по сравнению с лучшим из исследовавшихся крыльев, не имеющих отклоняемого носка.
Крыло самолета МиГ-29 с большим удлинением (3,4) и стреловидностью 42° по передней кромке имеет хорду, толщина которой, по оценкам американских специалистов, составляет около 6% в корневой части и 4% - в концевой. По сравнению с крылом самолета F-16 крыло МиГа должно обладать несколько меньшей массой, но большим аэродинамическим сопротивлением.
F-16 явился первым серийным истребителем, оснащенным электродистанционной системой управления (ЭДСУ). Отрицательная статическая устойчивость при углах атаки менее 9° и М‹0,8 позволила добиться некоторого улучшения аэродинамических характеристик на околозвуковой и сверхзвуковой скоростях (так, увеличение коэффициента подъемной силы составило около 4% при М = 0,9 и 8% при М - 1,2).
В ходе сравнительных испытаний иегребитслей F-16 и самолетов МиГ-29 германских ВВС было установлено, что американский истребитель имеет значительно большие ускорения по крепу (что обусловлено наличием ЭДСУ и формой крыла). Это должно обеспечить ему большие угловые скорости разворота и меньшее время виража Весьма спорное утверждение, так как и ходе многочисленных показательных полетов на международных авиационных выставках самолет МиГ-29 неоднократно демонстрировал способность выполнить виражи диаметром 700 м на малой высоте при скорости 800 км/ч. В аналогичных условиях истребитель F-16
Истребители F-16 в момент дозаправки от летающего танкера КС-135
выполнял виражи диаметром лишь около К00 м. При скорости 400 км/ч и установившейся перегрузке 3,8 минимальный диаметр виража \1и1 -29 составлял 450 м.
Российский истребитель оснашеи обычной системой управления, по своим характеристикам близкой (но оценке американского летчика-испытателя Д. Фарлея, летавшего на МиГ-29) к системе управления самолета F-15. При М› 0,85 МиГ имеет ограничение по углу атаки, составляющее 15°. Ограничение по максимальной эксплуатационной перегрузке при М›0,85 составляет 7. По словам Д. Фарлея, при меньших скоростях угол атаки ограничен величиной 30*, которая автоматически уменьшается в пределах 30% в зависимости от скорости изменения тангажа (так, если угол тангажа увеличивается со скоростью 10 град./с, ограничитель начинает действовать при достижении самолетом угла атаки 27*). Однако Д. Фарлей совершал полет на опытном экземпляре МиГ-29, так как, по другим данным, на серийных истребителях угол атаки ограничен величиной 24' и увеличен до 30' лишь на новой модификации самолета-МиГ-29М, оснащенной ЭДСУ. Летчики МиГ-29 могут «пересилить» ограничитель РУС и выйти на углы атаки до 45', однако шкала указателя угла атаки в кабине нроградуирована лишь до 30*. С использованием системы ограничительных сигналов (СОС) при выполнении маневров без управления но крену самолет МиГ-29 может безопасно выходить на углы атаки более 30°. Ограничение но углу атаки для самолета F-16 составляет 25°. По другим данным, предельный угол атаки самолета F-16A ограничен величиной 27,5°.
МиГ-29 управляется по крепу подобно самолетам МиГ-23 и МиГ-27. До угла атаки 8,7° используются элероны совместно с нслыюповоротним дифференциально отклоняемым стабилизатором. При выходе на углы атаки, большие, чем 8,7*. действует лишь цельноповоротное горизонтальное оперение.
Несмотря на способность МиГ-29 держаться в воздухе па больших углах атаки, его летчики не могут в полной мере использовать это свойство самолета для сокращения посадочной дистанции из-за относительно низкого шасси. При посадочной скорости 240 км/ч с использованием тормозного парашюта длина пробега МиГа составляет 600 м, на мокрой полосе она возрастает еще на 50%. Длина пробега самолета F-I6A при нормальной посадочной массе но сухой полосе составляет 650 м. В огличне от российских истребителей, на американских самолетах юрмомой парашют используется лишь как срелство аварийною торможения
Так как прототип истребителя F-16 проектировался как экспериме-чтальный самолет, в его конструкцию был внедрен ряд спорных технических усовершенствований. Так, вместо традиционной ручки управления в кабине установняи миниатюрную боковую тензометрическую ручку; наклон спинки катапультного кресла увсличен с 13 до 30*; впервые на сверхзвуковом истребителе применено бескаркасное остекление фонаря кабины летчика.
