Бомбардировщик Ту-202

А не дорогое удовольствие все одноразовое из композитов?
Да и не факт что прозрачность снизит ЭПР. Отражать надо так чтоб обратно не попадало в антенну радара. А движок в сантиметровом диапазоне будет блестеть внутри прозрачного корпуса во все стороны.
ЭПР человека 0,5м2. А ЭПР много большей рубки подводной лодки - 1м2.
А ЭПР человека в Ф-117? Так сказать информация к размышлению...

так уже шла же вроде как речь, что даж те композиты, что можно использовать по прочностным хар-кам, отражают не хуже металла..

Нашел статью о работах ЦАГИ в области летающих крыльев. Пассажирский самолет не копирует Ту-202. Самая близкая была модель ЛК-103.

ОСОБЕННОСТИ КОНЦЕПЦИИ ПАССАЖИРСКОГО САМОЛЕТА
В СХЕМЕ «ЛЕТАЮЩЕЕ КРЫЛО»
А.Л. Болсуновский, Н.П. Бузоверя, Б.И. Гуревич, В.Е. Денисов,
Е.Б. Скворцов, СИ. Скоморохов, О. В. Сонин, П.М. Чернявский,
А. И. Шаныгин, Л.М. Шкадов

Введение
С конца 80-х годов в ЦАГИ ведутся исследования пассажирских самолетов в схеме «летающее крыло» (ЛК). Суть этой концепции заключается в возможности размещения всех или части пассажиров в широком центроплане крыла. В этом случае можно достичь существенно более высоких значений аэродинамического качества, уменьшить взлетный вес, повысить топливную и экономическую эффективность. Первоначальная концепция ЛК характеризовалась двигателями над хвостовой частью центроплана и килями, размещенными на концах крыла. Сформированная компоновка отражала и тот факт что «летающее крыло» может представлять собой некоторую компромиссную интегральную концепцию, включающую также элементы традиционных схем, например фюзеляж. Особенности схемы «летающее крыло» потребовали детального изучения ряда ключевых проблем, чтобы показать ее техническую осуществимость.
1. Предварительные исследования
Конфигурация крыла. Концепция самолета в схеме ЛК предполагает наличие профилированного центроплана крыла, в котором размещается пассажирский салон. Форма в плане центроплана крыла, стреловидность его передней кромки, относительная доля переднего и заднего наплывов наибольшим образом влияют на поведение моментных характеристик в продольном канале на больших углах атаки. При отсутствии горизонтального оперения вид зависимости mz(a) в значительной мере определяет возможность реализации данной схемы самолета. Определение рациональной конфигурации крыла являлось одной из основных задач для экспериментальных исследований на первом этапе работы над проектом.
С этой целью в аэродинамических трубах ЦАГИ было испытано три аэродинамических модели (ЛК-101, ЛК-102, ЛК-103) с размахом крыла около 2-х метров с центропланами различной конфигурации.
На основании полученных результатов были исключены из рассмотрения конфигурации крыла с большим передним наплывом в пользу крыльев с развитым задним наплывом, который, кроме удовлетворительных моментных характеристик, обеспечивал достаточные внутренние объемы в центроплане крыла.
Абсолютный размах крыла не ограничивался требуемым лимитом — 80 м, так как предполагалось, что концы консолей на стоянке и рулежке могут отклоняться. Рули направления устанавливались на концах крыла с целью совместить их функции с функциями аэродинамических законцовок. В дальнейшем выяснилось, что кили, размещенные на концах крыла, более чем на 200 км/час снижают критическую скорость флаттера, и кили с концов крыла были перемещены на центроплан.
Механизация крыла включала рули высоты, расположенные на задней кромке центроплана крыла, предкрылки, не выдвижные закрылки и элевоны, секции которых на концах крыла конструктивно выполнены в виде расщепляющихся щитков.
Тематическая модель, испытанная в аэродинамических трубах, помогла уточнить эффективность расщепляющихся щитков на задней кромке внешних секций консолей крыла. На этой же модели испытаны рули высоты, расположенные на задней кромке центроплана крыла.
Размещение силовой установки. Анализировались различные варианты размещения двигателей на самолете. При более детальном изучении проблемы было принято решение отказаться от первоначального решения разместить силовую установку над центропланом крыла в его хвостовой части в пользу традиционного варианта размещения двигателей на пилонах под передней кромкой крыла. Расчеты показали, что при размещении двигателей вблизи задней кромки центроплана самолет имеет значительную степень статической неустойчивости в продольном канале.
Кроме того, учитывались следующие факторы:
— при размещении двигателей на пилонах над центропланом крыла, то есть выше центра тяжести самолета, проблематично скомпенсировать пикирующий момент от тяги двигателей без больших потерь подъемной силы на взлетно-посадочных режимах;
— при размещении двигателей в ряд разрушение вращающихся элементов одного из них может вызвать последовательное разрушение всех остальных.
Конструкция центроплана. Основные особенности конструкции пассажирского самолета в схеме «летающее крыло» связаны с размещением пассажирской кабины в центроплане крыла и способом восприятия избыточного давления, действующего на стенки кабины. На основе выполненных расчетов было показано, что верхние и нижние панели в зоне центроплана, воспринимающие нагрузки от консолей крыла, могут одновременно воспринимать избыточное давление наддува.
В носовой и хвостовой частях центроплана, где на его поверхность действуют относительно небольшие местные аэродинамические нагрузки, основным фактором, определяющим толщину плоских трехслойных панелей и их массу, являются связанные с аэродинамическими требованиями нормируемые ограничения на величину относительной деформации поверхности крыла. В этих зонах рациональной может оказаться концепция раздельного восприятия нагрузок, реализованная в виде конструкции, состоящей из плоских панелей, воспринимающих внешние нагрузки, и отдельной конструкции в виде цилиндрических оболочек, работающих на внутреннее давление. Новые конструктивные решения, которые предлагается применить в центроплане ЛК, в том числе конструкции оболочек и оригинальные конструкции аварийных выходов, должны быть исследованы более детально и отработаны на экспериментальных отсеках и макетах.
Рациональная пассажировместимостъ. При определении рациональной пассажировместимости самолета в качестве критерия использовались топливная эффективность и прямые эксплуатационные расходы. Было установлено, что рациональное число пассажиров может составить 750 пассажиров в трехклассной компоновке. Эксплуатационные расходы «летающего крыла» такой размерности получались близкими к минимальным. При этом на основе предварительных оценок предполагалось, что самолет сможет удовлетворить требованиям ФАР-25 по аварийной безопасности и быть совместимым с инфраструктурой аэропортов.
Экспериментальные исследования базовой компоновки. По результатам работы по определению параметров базовой компоновки была спроектирована и испытана в трансзвуковой трубе ЦАГИ Т-106 аэродинамическая модель самолета для крейсерского числа М = 0,8. Результаты испытаний подтвердили возможность получения на реальных компоновках «летающих крыльев» крейсерского аэродинамического качества на 20-25 % выше, чем на самолетах традиционной схемы.
2. Разработка и сравнение альтернативных компоновочных схем
Предполагаемый ввод в эксплуатацию самолета ЛК можно ожидать не ранее 2015 года, т. е. к тому времени, когда может стать актуальной проблема создания следующего за А380 поколения самолетов сверхбольшой вместимости. Тем не менее, было принято решение использовать при проектировании передовой уровень современной технологии, применяемый на уже проектируемых самолетах.
Основные технические требования:
- дальность полета 13700 км,
- пассажировместимость: в 3-х классах 750 пасс,
- число Мкр 0,85,
- длина ВПП 3300 м,
нормативные требования FAR-25.
Технико-технологический уровень :
ограниченное применение композиционных материалов, небольшие степени статической неустойчивости в продольном канале, двигатели, реально разрабатываемые в настоящее время, инфраструктура современных аэропортов.
С учетом возможных требований рассмотрен ряд альтернативных компоновок ЛК, характеризующихся конкурирующими оригинальными идеями. Кроме того, с целью сравнительного анализа под те же технические требования была разработана традиционная схема самолета.
Компоновки ЛК сравнивались между собой по техническим, эксплуатационным и экономическим критериям. По совокупности показателей для дальнейших исследований была выбрана «гибридная» схема, в которой 40% пассажиров размещено в центроплане крыла вне фюзеляжа. «Гибридная» схема:
— содержит в себе все особенности, связанные с «критическими» технологиями, ассоциируемыми со схемой типа «летающее крыло»;
— в ней нашли отражение некоторые важные эксплуатационные проблемы, не решенные для других альтернативных вариантов;
— имеет преимущество по техническим и экономическим критериям, рассчитанным в соответствии с уровнем методик, использованных на первой стадии проекта.
3. Исследование расчетной концепции «летающего крыла»
Выбранная расчетная концепция ЛК — «гибридная» схема — была подвергнута детальному многодисциплинарному исследованию, включающему расчетные и экспериментальные исследования в аэродинамических трубах и на пилотажных стендах. В течение 4-х лет с 1997 года по 2001 год в этих исследованиях было задействовано до 120 специалистов ЦАГИ.
Аэродинамические характеристики. Для экспериментальных исследований в аэродинамических трубах было изготовлено и испытано в общей сложности 6 больших моделей самолета. На первых трех моделях отрабатывалась на малых скоростях в основном форма крыла в плане и, в частности, моментные характеристики на больших углах атаки. Две последующие модели использовались для определения характеристик различных видов механизации крыла, исследовалось также поведение самолета на больших углах атаки. Последняя, исполнительная модель самолета, выполненная в масштабе 1:62,5, с размахом крыла 1,6 м, является точной копией выбранной концепции ЛК. Она использовалась в основном для исследования крейсерской аэродинамики. Модель получила обозначение «ЛК-0,85».
Экспериментальное исследование эффективности взлетно-посадочных устройств самолета проводилось в ЦАГИ в аэродинамической трубе малых скоростей Т-102. Крейсерские аэродинамические характеристики определялись в аэродинамической трубе околозвуковых скоростей Т-106.
Результаты пересчета полученных в условиях трубы Т-106 (Re = 4,75 • 106) величин максимального аэродинамического качества к условиям натурного полета (Re = 150 • 106) подтверждают высокий уровень аэродинамического качества в крейсерском полете и показывают хорошее совпадение с проведенными ранее численными расчетами.
Максимальное аэродинамическое качество исследованной модели ЛК в пересчете на натурные условия составляет Кмах = 24,5 при числе М = 0,85.
На взлетно-посадочных режимах самолет с отклоненной механизацией может иметь максимальное значение коэффициента подъемной силы Су мах = 1,6.
Прочность, аэроупругость и вес конструкции. Рассматривались различные аспекты прочности, аэроупругости и ресурса:
— определение огибающих нагрузок в различных сечениях упругого крыла с учетом
• аэродинамических маневренных нагрузок,
• воздействия однократного порыва,
• воздействия непрерывной турбулентности,
• массово-инерционных нагрузок,
• нагрузок от внутреннего избыточного давления;
— влияние деформации упругого крыла на положение аэродинамического фокуса и эффективность органов управления;
— исследование критической скорости флаттера для различных форм колебаний;
— исследование ресурса конструкции крыла и допустимого числа полетов между осмотрами при обеспечении критерия живучести конструкции.
Существенную роль при определении напряженно-деформированного состояния, объема материала и веса силовой части крыла играла важная особенность схемы ЛК, имеющей существенно большую высоту сечений крыла, чем самолет традиционной схемы. Это позволило реализовать больший размах крыла, чем в самолете традиционной схемы. Кроме того, значительный размах центральной части крыла (22 % размаха крыла) с большой высотой сечений имеет высокие жесткости при изгибе и кручении, что облегчает решение проблем флаттера консолей крыла.
Устойчивость, управляемость, системы управления. Обеспечение нормативных требований к устойчивости, управляемости и системам управления ЛК имеет принципиально важное значение для возможности технической реализации такого типа самолетов. Для решения этой задачи в ЦАГИ выполнен значительный объем исследований как расчетных, так и экспериментальных в аэродинамических трубах и на пилотажных стендах. В процессе исследований:
— определены основные принципы управления самолетом при помощи цифровой резервированной электродистанционной системы управления (ЭДСУ);
— разработана силовая система управления (ССУ) с тремя одновременно работающими электрогидравлическими приводами объемного регулирования с форсированием давления и производительности гидронасоса и мощности электродвигателя на предельных режимах и при отказах;
— разработана структура комплексной системы активного управления, снижающая ветровые, турбулентные и маневренные нагрузки.
Далее рассмотрены некоторые особенности управления самолетом в продольном канале.
Продольный канал ЭДСУ состоит из системы триммирования и балансировки, системы улучшения продольной устойчивости и управляемости и ограничителей предельных режимов.
Система улучшения устойчивости и управляемости должна обеспечить заданные характеристики продольной управляемости, высокое качество переходных процессов при управлении перегрузкой.
Система триммирования и балансировки должна обеспечить триммирование усилий на рычаге управления и балансировку самолета рулями. На систему триммирования и балансировки возлагается также задача обеспечения устойчивости по скорости.
Ограничители предельных режимов полета обеспечивают ограничение угла атаки, скорости, угла тангажа при взлете и посадке, возможно, нормальной перегрузки.
ЭДСУ содержит два контура:
— основной цифровой контур,
— резервный аналоговый контур,
— Аварийная эвакуация.
Исследованная компоновка ЛК соответствует требованиям FAR к аварийным выходам по их размерам, количеству, расстоянию друг от друга и доступности при всех возможных положениях и конфигурациях самолета в случае аварийной посадки.
Кроме того, по требованиям FAR-25-800 аварийная эвакуация при посадке на землю должна быть продемонстрирована при использовании не более 50 % выходов. В этом случае принято использовать выходы, расположенные на одном борту самолета. У самолетов в схеме ЛК пассажирский салон значительно шире, и критическая длина пути пассажира до аварийного выхода в случае функционирования половины выходов может заметно увеличиться. Однако, если рассмотреть другую возможную ситуацию — функционирование аварийных выходов только в передней или только в задней половине салона, то относительно короткий салон ЛК обеспечивает более короткий путь до аварийного выхода, чем в случае длинного фюзеляжа.
— Конструкция аварийных выходов. Аварийные выходы самолета типа Л К, расположенные в передней кромке крыла, боковых кромках центролплана и т.п., будут иметь нетрадиционную конструкцию.
— Трансформация пассажирского салона. В зависимости от ситуации на рынке перевозок может возникнуть необходимость в переоборудовании пассажирского салона. В самолете ЛК пассажирский салон размещается в центроплане крыла, силовые элементы которого образуют ряд перегородок, ограничивая возможность трансформации салона.
— Создание семейства самолетов. Для фюзеляжных самолетов модификация базового варианта самолета с целью создания семейства самолетов различной пассажировместимости осуществляется путем вставок цилиндрических секций фюзеляжа перед и за центропланом крыла. Исследованная в ЦАГИ «гибридная» схема имеет носовую и хвостовую части фюзеляжа и может быть модифицирована тем же способом, что и классические фюзеляжные самолеты. В общем случае модификации самолетов типа Л К могут создаваться путем «раздвижки» центроплана профилированными продольными вставками. Этот метод модификации самолета более сложный, чем для фюзеляжных самолетов, т. к. затрагивает основную силовую конструкцию крыла.
— Грузовой вариант самолета. В фюзеляжной части самолета ЛК «гибридной» схемы можно разместить типовые для больших грузовых самолетов контейнеры AMA (2,44 х 2,44 х 3,18 м). В центропланных отсеках возможно размещение контейнеров меньших габаритов, например типа LD-3. В ряде случаев грузовая модификация ЛК может быть менее эффективной, чем в случае фюзеляжного самолета, вследствие ограниченной высоты отсеков в центроплане, не допускающих размещения контейнеров АМА и необходимости использования увеличенного числа грузовых люков в широкой кабине с перегородками.
Увеличение аэродинамического качества ЛК происходит благодаря увеличенному размаху крыла при примерно одинаковой площади омываемой поверхности. Избежать увеличения массы конструкции ЛК удается благодаря особенностям конструкции ЛК, имеющего широкий жесткий центроплан с большой строительной высотой. Кроме того, в центроплане крыла, имеющем мощные верхние и нижние панели между лонжеронами, размещается более 35 % пассажиров, что уменьшает площадь дополнительных поверхностей, воспринимающих внутреннее давление.
Выводы
Проведенные в ЦАГИ расчетные и экспериментальные исследования облика и характеристик пассажирских самолетов в схеме «летающее крыло» подтверждают, что самолеты такого типа представляют одно из перспективных направлений совершенствования транспортной авиации.
Показано, что дальний магистральный самолет сверхбольшой пассажировместимости (на 750 мест) в схеме ЛК благодаря увеличению Кмах на 20-22 % сможет обеспечить снижение расхода топлива на 25 % и снижение эксплуатационных расходов на 7-9 % по сравнению с самолетом традиционной схемы, спроектированным под те же требования, что примерно эквивалентно эффекту от внедрения всех достижений авиационной технологии за последние 20 лет. В последнее время в ЦАГИ проводятся исследования самолета типа ЛК умеренной вместимости (200 мест). Высокоэкономичный самолет в схеме ЛК с очень большой дальностью полета и улучшенными условиями базирования мог бы явиться альтернативой перспективному ДМС традиционной конфигурации, возможные варианты которого изучаются авиационными фирмами разных стран.
Результаты расчета характеристик самолета умеренной пассажировместимости (200-250 мест) показывают, что при очень большой расчетной дальности полета (15-16 тыс. км) схема ЛК сохраняет преимущество перед самолетами традиционной схемы, рассчитанными на такие же требования.
Основными проблемами, требующими углубленных исследований, являются проблемы, связанные с обеспечением приемлемых характеристик управляемости на больших углах атаки, а также ряд вопросов, связанных с эксплуатацией самолета и его модификацией.

И итоговый аппарат, масштаб не соблюден:

О! У меня есть статья про эти картинки-самолёты. Только вероятность их материализации ниже чем для бомбера.

Paralay, при всем уважении, у вас абсолютно неправильная интерпретация фактов Это я про Ту-202. Ну не был он бомбардировщиком, когда задумывался... А был он самолетом ПЛО с огромной дальностью полета >16 000 км (хотя вон для современных пассжирских лайнеров давно уже норма), отсюда и все эксперименты с аэродинамикой - что бы обеспечить нужную дальность и продолжительность полета. И никаких оглядок на Б-2
Зачем был нужен такой самолет - отдельная тема...

muxel> А что потом? Смотреть концепцию Ту-202 начали в середине 70-х еще, в кач-ве бомбардировщика тогда уже делали Ту-160.

Утрём америкосов, мы первыми начали Б-2 делать!

muxel> А зачем его менять? На крайний случай Ил-120 бы пошел

Золотая у тебя голова, её бы в ЦРУ продать и деньги пропить.
Что за самолет, впервые слышу.

Ты микроавтобус «Газель» видел? Поди, у неё боковую дверь по открывай…

вероятно, рельсы тяжелее, чем шарниры.