Osobine aviona sa promenljivom geometrijom krila

Ono što je dobro za male brzine, obično je nepovoljno za velike brzine itd. Sposobnost aerodinamičara ogleda se upravo u tome da postigne optimalni kompromis između suprotnih zahteva.

Izbor površine krila predstavljao je od samog početka projektovanja aviona vrlo odgovoran zadatak, jer od tog parametra bitno zavise gotovo sve performanse aviona. U novije doba izbor strele krila je od posebne važnosti. Aerodinamičarima je oduvek bilo jasno da bi se postigla znatna poboljšanja performansi aviona kada bi se pojedini geometrijski parametri aviona mogli menjati za vreme leta. Zbog toga je ideja o promenljivoj geometriji aviona u letu stara isto koliko i projektovanje aviona. Ipak, ta stara ideja do sada je naišla samo na ograničenu primenu. Oko 1936. godine u Francuskoj je izrađen avion koji je menjao površinu krila u letu. To je bio slobodnonoseći niskokrilac koji je delimično uvlačio konzolne krajeve krila u centroplan. Na taj način trebao je postići veći raspon brzina. Za sletanje konzolni krajevi krila bili su maksimalno izvučeni a za postizanje maksimalne brzine krajevi su bili maksimalno uvučeni. Povećanje težine konstrukcije u stvari je anuliralo sve prednosti koje je trebalo postići promenljivom površinom krila.

Posle toga, napredak u primeni zakrilaca i pretkrilaca rešio je u znatnoj meri problem raspona brzina. U stvari, i tu se radi o promeni geometrije krila u letu, samo se u ovom slučaju menja uglavnom krivina aeroprofila a samo u nekim slučajevima, kao kod zakrilaca tipa »Fowler«, donekle i površina krila.

Za avione okozvučnih i nadzvučnih brzina strela krila predstavlja aerodinamički parametar od prvorazredne važnosti. Krilo sa što većom strelom je načelno povoljnije za velike brzine, ali ima niz velikih mana na malim brzinama, što se jako negativno odražava na dužinu poletanja i sletanja. Ideja o promenljivoj streli krila realizovana je već na početku ere osvajanja nadzvučnih brzina. Već 1951. godine poleteo je eksperimentalni avion »Bell« X-5 sa promenljivom strelom krila, koji je vrlo sličan savremenim avionima sa promenljivom strelom krila. U stručnoj literaturi najviše se upotrebljava specificiran termin: »avion promenljive geometrije«, i mi ćemo ga upotrebljavati u daljem tekstu za avione sa promenljivom strelom krila.

Iskustva dobijena ispitivanjem »Bell« X-5 primenjena su kod novog američkog projekta promenljive geometrije F-111. Postavlja se pitanje zašto je tako kasno ušla u praktičnu primenu ideja o avionu promenljive geometrije. Sve do najnovijih vremena avioni velikih brzina postizali su te brzine samo na velikim visinama. Nisu se postavljali suviše strogi uslovi za njihovo kratko poletanje i sletanje, pošto se njihova upotreba predviđala samo sa dugačkih betonskih PSS. Takođe i dugotrajni letovi su se vršili samo na srednjim i velikim visinama.

Novi, znatno pooštreni zahtevi u pogledu kraćeg poletanja i sletanja, većih doleta na malim visinama i nadzvučnog letenja na vrlo malim visinama naterali su vazduhoplovne konstruktore na praktičnu primenu promenljive geometrije, pored svih teškoća koje su povezane sa takvim projektima. Osvrnućemo se prvo na te zahteve.

Zahtevi za moderne borbene i putničke avione

Osnovne specifikacije za moderni borbeni nadzvučni avion koje su usvojene u zapadnoevropskim zemljama mogu se sumirati u sledećem:

• Avion mora biti sposoban da u ulozi lovca-presretača ili frontovskog lovca postigne brzinu od 2,2 maha u horizontalnom letu na visini 15.000 m. Maksimalno dozvoljena brzina u poniranju na tim visinama treba da je najmanje 2,5 maha.

• Lomni koeficijent opterećenja kod nadzvučnih brzina treba da je najmanje 10, a kod podzvučnih 12. Minimalna zahtevana manevrenost kod nadzvučnih brzina od 2 maha je 3g.

• U ulozi lovca-bombardera, kod profila leta Ni Ni Ni (oko 150 m), radijus prodiranja treba da iznosi 550 km. Brzina krstarenja kod toga je 0,7 maha sa 0,9 maha na zadnjih 150 km ispred cilja, plus 5 minuta manevra nad ciljem sa rezervom goriva od 10% radijusa, plus 2 GCA zalaza, plus sletanje.

• Dužina poletanja i sletanja u ulozi lovca-presretača i frontovskog lovca treba da omogući upotrebu malih aerodroma, dužine oko 800 m sa običnom travnom PSS.

• Maksimalni faktor osetljivosti na vertikalni udar vetra pri letu u uznemirenoj atmosferi treba da iznosi:

• Naoružanje se sastoji od dva vođena projektila vazduh-vazduh i dva topa od 30 mm sa po 150 metaka. U ulozi lovca-bombardera nosi sve vrste konvencionalnog borbenog tereta ili jednu taktičku nuklearnu bombu.

Gornji zahtevi definišu moderni nadzvučni avion višestruke namene koji se može upotrebiti u varijanti lovca-presretača, frontovskog lovca i lovca-bombardera sa klasičnim i nuklearnim borbenim teretom. Ukoliko je opremljen izviđačkom opremom, može se upotrebiti u ulozi operativnog izviđača. Maksimalni dolet aviona je definisan preko tačno određenog radijusa prodiranja, umesto taktičkog radijusa. Kao što se vidi, traže se prilično veliki doleti u vrlo niskom letu (oko 150 m). Da bi avion bio pogodan za dugotrajan let na malim visinama sa okozvučnim brzinama, definisan mu je i maksimalno dozvoljeni faktor osetljivosti na vertikalni udar vetra. Faktor osetljivosti na udar vetra manifestuje se kao odgovor aviona na poremećaje koji se javljaju u turbulentnoj atmosferi, i na njega ćemo se posebno osvrnuti u daljem izlaganju.

Prednji zahtevi karakteristični su za zemlje Zapadne Evrope, a naročito Francusku. Interesantno je da se nikako ne odustaje od naoružanja sa dva topa od 30 mm. U američkim uslovima zahtevaju se mnogo veći doleti, dok se ostali uslovi približno podudaraju sa navedenim.

Postavlja se pitanje šta od postavljenih zahteva konstruktore dovodi u dilemu upotrebe promenljive geometrije? Zahtev za velikim radijusima u vrlo niskom letu kombinovan sa niskom vrednosti faktora udara vetra i osobinama kratkog poletanja i sletanja sa običnih travnih PSS, a da se pri tome postiže i maksimalna brzina cd 2,2 do 2,5 maha, svakako daje najviše prednosti promenljivoj geometriji. Neke druge aerodinamičke koncepcije mogu biti povoljnije za postizavanje pojedinih zahteva. Ali, da se obuhvati celina, najpovoljnija je promenljiva geometrija.

Promenljiva geometrija upotrebljavaće se i za putničke avione nadzvučnih brzina. Ti avioni su karakteristični po brzinama krstarenja oko 2,2-2,5 maha na velikim visinama. Da bi takav avion bio pogodan za procedure sletanja i poletanja u uslovima vrlo loše vidljivosti, mora biti vrlo »pitom« na podzvučnim brzinama. I opterećenost aerodroma nekada će zahtevati duže zadržavanje u zoni čekanja, za što je potrebno dobro ponašanje na podzvučnim brzinama uz relativno malu potrošnju goriva. Koncepcija sa duplim delta krilom, kao, na primer, kod aviona »Concord« ili Tu-144 je povoljna za krstarenje na velikim brzinama, ali ima prilično veliku minimalnu brzinu, što čini vrlo ozbiljnom proceduru prilaženja za instrumentalno sletanje.

Izvedene konstrukcije aviona promenljive geometrije

Kao što je već spomenuto, eksperimentalni avion sa promenljivom geometrijom krila »Bell« X-5 pojavio se već 1951. godine. Taj avion bio je predviđen samo za aerodinamička ispitivanja. Tek prije nekoliko godina pojavio se i »General Dynamic« F-111 koji je predviđen za proizvodnju u velikim serijama (slika 1).

Slika 1 -  »General Dinamic« F-111, američki avion sa promenljivom geometrijom krila

Osobine aviona F-111 su do sada mnogo opisane i zato ih nećemo detaljno navoditi. Ipak, potrebno je spomenuti da krila menjaju strelu od 16° do 72,5° i da imaju pretkrilca po celom razmahu i zakrilca sa duplim procepom po celom razmahu, dok horizontalna repna površina služi kao eleron. Raspon brzina aviona kreće se u granicama od 208 do 2640 km/čas.

Na velikoj vazduhoplovnoj paradi u SSSR, na aerodromu Demodedovo, jula 1967. godine prikazana su dva tipa aviona sa promenljivom geometrijom slika 2 i 3. Na slici 2 prikazan je avion Su-7B koji može da menja strelu krila u letu. To je primer rekonstrukcije jedne već izvedene konstrukcije. Kod ove konstrukcije centroplan koji nosi sve podvesne terete ostaje nepokretan a pomeraju se samo konzolni krajevi krila.

Slika 2 - SU-7B, sovjetski avion sa promenljivom geometrijom krila

Pri pomeranju konzolnog dela krila unapred, dolazi do jakog diskontinuiteta izlazne ivice. Da bi se otklonile negativne posledice tog diskontinuiteta, na kraju fiksnog dela centroplana smešteni su visoki usmerivači graničnog sloja.

Mnogo je interesantnija koncepcija lovca-presretača promenljive geometrije prikazanog na slici 3. To je avion koji verovatno postiže brzine oko 2,5 maha, a kratkotrajno možda i nešto više, i na kome su primenjene sve aerodinamičke novine karakteristične za tu vrstu konstrucije.

Slika 3 - Sovjetski lovac-presretač sa promenljivom geometrijom krila

Veruje se da je ovaj avion rad konstruktorske grupe Mikojana. Sa fotografija se može proceniti da se strela krila aviona menja u predelu od 20 do 70°. Znatno je manji od aviona F-111. Pretkrilca i zakrilca na promenljivom delu krila omogućavaju male vrednosti minimalne brzine. Obrtna osa krila nalazi se sasvim u korenu krila, tako da je razmah krila kod minimalne strele skoro dva puta veći od razmaha kod maksimalne strele.

U Zapadnoj Evropi do sada je urađen samo jedan projekat aviona te vrste. To je »Marcel Dassault« »Mirage G«, koji je svoj prvi let izvršio novembra 1967. godine (slika 4). Taj projekat je započet kao zajednički francusko-britanski projekat, ali su Englezi u toku rada odustali i završen je kao tipičan francuski avion iz poznate familije »Mirage«.

Slika 4 - »Marcel Dassault« »Mirage G«, francuski avion sa promenljivom geometrijom krila

To je dvosed. ukupne težine oko 15 tona sa promenom strele krila u intervalu od 20° do 70°. Po težini i veličini on je približan sovjetskom projektu na slici 3. Na celoj dužini pokretnog dela krila smeštena su efikasna pretkrilca i zakrilca sa duplim procepom, koja omogućuju brzinu dodira pri sletanju od oko 185 km/čas i brzinu približavanja pri sletanju 205 km/čas. Dužina zaleta pri poletanju iznosi 450 m a dužina voženja po sletanju 350 m. Robustan stajni trap omogućava njegovu upotrebu sa običnih travnih aerodroma.

Prvi putnički avioni kategorije 2,2-2,5 maha počeće sa ispitivanjima u letu u toku ove godine. To su avioni sa fiksnom geometrijom krila. Postoje već i projekti putničkih aviona kategorije 2,5-3,0 maha sa promenljivom geometrijom. Jedan od takvih projekata firme »Boeing« prikazan je na slici 5. Razvoj tih aviona trajaće nešto duže, ali su svi izgledi da je i ta koncepcija već usvojena.

Slika 5 - Projekat američkog putničkog aviona sa promenljivom geometrijom krila firme »Boeing«, brzine 3 maha

Uticaj promenljive geometrije na minimalnu brzinu

Letimično upoređenje američkog, sovjetskog i francuskog projekta pokazuje da se strela krila svih navedenih aviona kreće u intervalu od oko 20° do 70° i da su pokretni delovi krila snabdeveni vrlo efikasnim uređajima za povećanje uzgona. Krilo sa strelom oko 20° može se tretirati kao praktički nestrelasto krilo u smislu postizanja maksimalnog koeficijenta uzgona. Kombinacija pretkrilaca i zakrilaca sa duplim procepom po celom razmaha daje vrlo visoke vrednosti maksimalnog koeficijenta uzgona C_z max koji je pri zadanom specifičnom opterećenju krila odlučujući parametar za određivanje minimalne brzine aviona.

Minimalna brzina određuje se pomoću poznatog obrasca:

(1)

U gornjem obrascu δ je relativna gustina vazduha, i za visinu H = 0 m u standardnoj atmosferi δ=1.  G/S je specifično opterećenje krila.

Sa povećanjem strele krila iznad 20°, C_{z max} počinje prvo da opada blago a pri φ= 40° taj pad je mnogo nagliji. Slična je stvar i sa prirastom ΔC_{z max} zbog ispuštenih zakrilaca. Strela krila do 20° gotovo nema uticaja na ΔC_{z max}, a pri većoj streli taj prirast polagano opada, tako da je pri 45° smanjen za oko 25% u odnosu na ΔC_{z max} za ravno krilo. Za grubu ocenu promene tog prirasta sa strelom može se upotrebiti obrazac:

(2)

Kao što se vidi iz prednjeg izlaganja, maksimalna vrednost koeficijenta uzgona sa povećanjem strele krila opada za čisto krilo, a opada i prirast ΔC_{z max} zbog ispuštenih zakrilaca. Zbog toga, krila sa strelom većom od 50° daju vrlo male vrednosti C_{z max} sa ispuštenim zakrilcima u odnosu na isto takvo nestrelasto krilo.

Posmatrani projekti krila u položaju za sletanje sa izvučenim uređajima za povećanje uzgona postižu maksimalne vrednosti koeficijenta uzgona od oko 2,5. Isto to krilo pri streli od 70° ne može postići C_{z max} iznad 0,75. Koristeći obrazac (1) lako se može odrediti odnos minimalnih brzina za avion promenljive geometrije za ekstremne vrednosti strele krila.

(3)

Sa indeksom 1 označene su vrednosti za krilo u izvučenom položaju za φ jednako približno 20° a  sa indeksom 2 vrednosti za φ približno 70°. Ako se uzmu u obzir procenjene vrednosti za C_{z max}, dobija se:

Ako je brzina dodira pri sletanju 185 km/čas sa strelom krila od 20°, to bi za isti avion pri streli krila od 70° brzina dodira iznosila 336 km/čas. Pri tome, smanjenje površine krila u položaju sa strelom od 70° nije uzeto u obzir, što bi imalo za posledicu još dalje povećanje brzine dodira.

Uticaj na dužinu poletanja i sletanja

Dužina zaleta pri poletanju može se izraziti obrascem:

(4)

Uporedićemo sada dužinu zaleta za avione promenljive geometrije sa istim avionom fiksne geometrije, ali sa uglom strele od 70°. Odnos tih veličina biće:

Sa V_p označena je brzina poletanja i ona iznosi oko 1,1 V_min. Kod aviona »Mirage G« dužina zaleta u poletanju je 450 m. Isti taj avion sa strelom krila od 70° imao bi dužinu zaleta u poletanju:

Dužina voženja pri sletanju može se prikazati pojednostavljenim obrascem:

(5)

Vrednost a je srednja vrednost usporenja pri sletanju i pri upotrebi modernog sistema kočnica iznosi oko -2,5 m/s². Ako bi se kočenje posle dodirivanja vršilo samo pomoću avionskih kočnica, odnos dužine sletanja za krilo sa = 20° i = 70° bio bi:

Sa V_s označena je brzina dodirivanja PSS pri sletanju. Kod aviona »Mirage G« za krilo sa φ=20° dužina voženja po sletanju iznosi 350 m. Za isti avion sa φ= 70° dobija se:

Ako bi se kočenje vršilo i kočnim padobranom, prednosti dobijene promenljivom geometrijom bile bi nešto manje, pošto sila kočenja padobranom raste sa kvadratom brzine.

Kao što se vidi, promenljiva geometrija daje veliko skraćenje poletanja i sletanja kod iste pogonske grupe.

Uticaj na dolet i dužinu ostajanja u vazduhu

Trajanje leta za avion sa mlaznim motorom može se odrediti obrascem:

(6)

U gornjem obrascu sa q je označena specifična potrošnja goriva, sa G_o težina aviona na početku leta a sa G_g težina utrošenog goriva. Odnos C_z/C_x je finesa aviona. Maksimalno trajanje leta postiže se za napadni ugao kome odgovara vrednost:

U približnim proračunima usvajamo da je q konstantno u blizini režima maksimalne finese, tako da se najduže trajanje leta postiže za napadni ugao najveće finese (C_z/C_x)_max.

Vrednost maksimalne finese zavisi mnogo od vitkosti krila a kod zadanog krila menja se sa Machovim brojem. Jedna od značajnih osobina aviona sa promenljivom geometrijom leži upravo u mogućnosti korištenja vrlo velikog dijapazona promene finese.

Na slici 6 prikazana je promena finese sa Machovim brojem za tipično podzvučni i tipično nadzvučni avion. Kao što se vidi, avion sa pravim krilom ima znatno veću maksimalnu finesu od strelastog krila sa velikim uglom strele. Sa druge strane, vrednost finese naglo opada sa Machovim brojem za avion sa pravim krilom. Krilo promenljive geometrije može menjati vrednost finese kao što je prikazano isprekidanom linijom.

Slika 6. Promena (C_z/C_x)max sa Mahovim brojem

Dobitak u maksimalnom trajanju leta sa promenom geometrije krila dobijamo direktno koristeći obrazac (6). Odnos trajanja leta za strelu krila φ=20° i φ=70° dat je sa:

Vrednosti date na dijagramu slika 6 su tipične, i ako ih izuzmemo u proračunu, dobijamo:

Povećanje maksimalnog trajanja leta iznosi oko 70%.

Dolet aviona sa mlaznim motorom može se izraziti obrascem:

(7)

Ako opet u prvoj aproksimaciji pretpostavimo da se q ne menja u okolini brzine maksimalnog doleta, to će pri zadržanim ostalim parametrima maksimalni dolet zavisiti od vrednosti (C_z^½/C_x)max.

Ako opet posmatramo avion sa promenom strele krila od φ=20° do φ=70°, dobijamo odnos:

(8)

Pri analitičkom prikazu polare aviona može se i odnos C_z^½/C_x prikazati u analitičkom obliku, a zatim odrediti ekstremnu vrednost tog odnosa:

(9)

Ukoliko pri promeni geometrije krila nema osetne promene površine, to će za područje brzina gde nema uticaja stišljivosti vazduha C_{x min} u prvoj aproksimaciji zadržati konstantnu vrednost. Ako opet razmatramo jedan avion kod koga se menja samo strela krila od 20° na 70°, dobićemo odnos:

Iz gornjeg obrasca vidi se da odnos vrednosti (C_z/C_x)_max. zavisi od četvrtog korena odnosa efektivnih vitkosti krila. Tipične vrednosti efektivne vitkosti kod aviona promenljive geometrije menjaju se od 6,3 do 2,0. Korištenjem obrazaca (8) i (9) dobijamo približan odnos doleta kod strele krila 20° i 70° kod istog aviona.

Povećanje doleta iznosi oko 33% kod leta sa strelom krila od 20° u odnosu na dolet istog aviona sa strelom od 70°. Dublja analiza bi pokazala da maksimalno trajanje leta približno zavisi od drugog korena odnosa efektivnih vitkosti, dok maksimalna daljina leta zavisi od četvrtog korena tog odnosa. To znači, da promenljiva geometrija krila više povećava maksimalno trajanje leta od doleta.

Let u nemirnoj atmosferi

Jedan od osnovnih elemenata za ocenu dobrog ponašanja aviona pri letu na vrlo malim visinama sa okozvučnim ili nadzvučnim brzinama je reagovanje aviona na poremećaje uzrokovane od uznemirene atmosfere. Neke konfiguracije aviona su karakteristične po vrlo nepovoljnom »odgovoru« na taj poremećaj. Kao mera za ponašanje aviona u tom smislu služi faktor osetljivosti na vertikalni udar vetra δ. Maksimalna vrednost δ mora biti manja od 3. Vrednost δ zavisi od gradijenta krive uzgona a obrnuto je proporcionalna sa specifičnim opterećenjem krila.

Avioni sa čistim delta krilom moraju imati i malo specifično opterećenje krila, jer nemaju zakrilca. Zbog toga je kod delta krila δ približno 3, te je ta konfiguracija nepovoljna za let u nemirnoj atmosferi. Kod konfiguracije strelastog krila sa strelastim repom taj faktor je oko 2-2,5, u zavisnosti od vitkosti krila. Kod veće vitkosti δ je veće, što je nepovoljno. Avioni promenljive geometrije, zbog vrlo male vitkosti i velikog specifičnog opterećenja krila, imaju vrednost δ oko 1,5, što je vrlo povoljno. Slično je i ponašanje konfiguracije delta krila sa strelastim repom.

Faktor δ ne daje fizikalnu sliku o ponašanju aviona u nemirnoj atmosferi. Za fizikalno posmatranje tog fenomena zgodnije je posmatrati »odgovor« aviona preko broja udara u minuti sa promenom normalnog ubrzanja od 1/2 g, ili, drugim rečima, sa promenom koeficijenta opterećenja Δ n= ± 0,5.

Kao što se vidi sa slike 7, čisto delta krilo predstavlja najnepovoljniju konfiguraciju, a avion sa promenljivom geometrijom krila najpovoljniju, s obzirom na broj udara u minuti sa Δn= ± 0,5 pri letu u nemirnoj atmosferi. Zbog nepovoljnog odgovora na vertikalni udar vetra, čisto delta krilo više se ne upotrebljava za avione velikih brzina koji su predviđeni i za niski let. To se jasnije vidi kroz razvojni put francuskih aviona iz familije »Mirage«. Od »Mirage III«, koji je čisto delta krilo, prešlo se na »Mirage F« sa strelastim krilom i, konačno, na »Mirage G« sa promenljivom geometrijom krila.

Nepovoljna vrednost faktora udara vetra mora se izbeći ne samo zbog zamora pilota u niskom letu nego i zbog intenzivnog zamora materijala koji znatno skraćuje resurs aviona.

Slika 7 - Broj udara sa Δn= ± 0,5 za razne konfiguracije u zavisnosti od vitkosti krila

Problemi čvrstoće konstrukcije

Ostvarenje jedne vazduhoplovne konstrukcije minimalne težine za date uslove, uz zadovoljavajuće osobine s obzirom na krutost i otpornost na zamor radi dugotrajnog veka u eksploataciji, zahteva, koliko je god to moguće, konstantan nivo naprezanja u celoj konstrukciji. Svaki deo konstrukcije koji po funkciji predstavlja i mehanizam teži da naruši to pravilo. Kod aviona sa promenljivom geometrijom krila raspodeljeno opterećenje skuplja se preko rebara, stringera i ramenjače da bi se konačno preko glavne osovine obrtanja krila prenelo na trup. U stvari, ovde nema bitne razlike u šemi opterećenja u odnosu na ceo pokretan horizontalni rep, osim što se ovde osa obrtanja nalazi vertikalno na ravan krila a kod celog pokretnog repa osa obrtanja leži u ravni površine repa. U šemi naprezanja koja se tu koncentrišu nema neke bitne razlike. Prema tome, proračun čvrstoće krila promenljive geometrije ima velike sličnosti sa proračunom čvrstoće celog pokretnog horizontalnog repa. Razlika je samo u tome što kod krila promenljive geometrije postoji ogroman broj kombinacija koje treba da pokriju sve slučajeve leta koji mogu nastati u intervalu od minimalne do maksimalne strele krila. Upotreba tehnike matričnog računa ovde je primenljiva isto kao pri proračunu celog pokretnog horizontalnog repa.

Krila promenljive geometrije obično imaju pretkrilca po celom razmahu pokretnog dela krila i zakrilca sa duplim procepom. To svakako otežava konstrukciju, ali ne predstavlja neku novost koja je posebno povezana sa promenljivom geometrijom krila. Izvesno olakšanje strukture dobija se integralnom strukturom kore i stringera mašinskim glodanjem.

Upoređenje sa drugim koncepcijama

Francuska firma »Marcel Dassault« izradila je četiri projekta iz familije »Mirage« sa potpuno različitim aerodinamičkim koncepcijama. Uslov za projektovanje bio je: što je moguće bolje zadovoljenje taktičko-tehničkih zahteva koji su sumarno navedeni na početku članka, a definišu moderan višenamenski avion sposoban za ulogu lovca-presretača, frontovskog lovca i lovca-bombardera sa klasičnim i nuklearnim borbenim teretom. Radi boljeg upoređenja sva četiri projekta imaju isti dvoprotočni (by pass) mlazni motor »Pratt Whitney« SNECMA TF-306 statičkog potiska od 10.300 kg. To su sledeći avioni:

• »Mirage III« - čisto delta krilo,

• »Mirage III-V« - čisto delta krilo sa 6 uzgonskih motora za vertikalno poletanje i sletanje,

• »Mirage F« - strelasto krilo sa strelastim repom,

• »Mirage G« sa promenljivom geometrijom krila (slika 4).

Slika 8 - Četiri koncepcije aviona iz familije »Mirage«

Sve četiri varijante morale su strogo zadovoljiti sledeće zahteve: težina borbenog tereta (bombe, municija) 1500 kg; radijus prodiranja u niskom letu (do 150 m) mora biti 550 km sa brzinom 0,7 maha na osnovnoj maršruti, 0,9 maha na delu maršrute 150 km ispred cilja, 5 minuta manevra iznad cilja i sa rezervom kako je definisana u uslovima na početku članka.

Treba imati u vidu da dvoprotočni mlazni motori imaju znatno manju specifičnu potrošnju goriva od klasičnih mlaznih motora, što je u znatnoj meri doprinelo da se moglo postaviti traženje za tako velikim radijusima u niskom letu. Na slici 8 šematski su prikazane sve četiri koncepcije.

U tablici 1 dat je uporedni pregled podataka za sve četiri koncepcije.

Tablica 1

Podaci o dužini zaleta za »Mirage G« dati su za varijantu lovca-bombardera, tj. za veći borbeni teret nego podaci na početku članka, te je i dušina poletanja nešto veća.

Upoređivanjem podataka za sve 4 varijante, može se zaključiti sledeće:

• Delta krilo. Težina konstrukcije je najmanja kod ove koncepcije. Ona je oko 900 kg lakša od varijante sa strelastim krilom. I pored tako male osnovne težine, pošto nema uređaja za povećanje uzgona, brzina sletanja je prilično velika, a zbog toga i dužina sletanja. Faktor osetljivosti na udar vetra je takođe suviše visok, što čini avion nepogodnim za borbeno letenje na malim visinama. Zbog tih razloga čisto delta krilo nema više izgleda da se upotrebi za moderne avione koji pored presretačkih treba da izvršavaju i lovačko-bombarderske zadatke.

• Vertikalno poletanje. Uzgonski motori i višak goriva daju znatno povećanje ukupne težine aviona. Prednost ovog aviona je jedino vertikalno poletanje i sletanje, dok mu sve ostale performanse zaostaju u poređenju sa drugim varijantama. Vreme penjanja do 15.000 m sa postizanjem M=2,2 je znatno nepovoljnije nego kod ostalih varijanti. Cena takvog projekta je neopravdano visoka s obzirom na rezultate u performansama. Sem toga sva tri prototipa »Mirage III-V« su doživela katastrofu i dalji rad na toj koncepciji je obustavljen.

• Strelasto krilo. Performanse penjanja su nešto nepovoljnije od delta krila, ali je dužina poletanja i sletanja i brzina dodira pri sletanju manja. Takođe i faktor osetljivosti na udar vetra je povoljniji nego kod delta krila. Ukupno zadovoljenje uslova kod te varijante je povoljnije nego za čisto delta krilo.

• Promenljiva geometrija. Ova varijanta daje najpovoljnije ukupne rezultate performansi. Težina u poletanju je svega za 100 kg veća od varijante sa strelastim krilom. Naime, ovde je upotrebljena veća maksimalna relativna debljina krila zbog vrlo velike strele, što kompenzira težinu uređaja za promenu strele krila. Pored toga što je količina goriva najmanja u poređenju sa ostalim varijantama, vreme ostajanja u vazduhu pri patroliranju je najduže.

Zaključak

Zbir svih performansi koje definišu moderni avion koji služi kao nadzvučni presretač, frontovski lovac i lovac-bombarder najbolje se postižu upotrebom koncepcije sa promenljivom geometrijom krila. Osobine te koncepcije su sledeće:

• Mogućnost postizanja kratkog poletanja i sletanja (oko 500 m) sa običnih travnih aerodroma i pri relativno visokom specifičnom opterećenju krila.

• Vrlo povoljne prelazne osobine iz podzvučnih u nadzvučne brzine leta i povoljno ponašanje na visokim nadzvučnim brzinama.

• Najpovoljnije osobine, u odnosu na druge koncepcije, u niskom letu sa okozvučnim i nadzvučnim brzinama, zbog male vrednosti fiktora osetljivosti na udar vetra.

• Mogućnost dugog ostajanja u zoni čekanja pre prelaska u napad sa nadvučnim brzinama. Ova osobina daje odlične mogućnosti za presretanje iz patroliranja u vazduhu.

• Postizanje velikih doleta za zadanu količinu goriva.

• Poteškoće u konstrukciji, visoka cena i neka do sada nedovoljno rešena pitanja u pogledu zamora i resursa takvih konstrukcija nadoknađuju se prednostima koje pruža promenljiva geometrija. Zbog toga, takva koncepcija ima budućnost za vrhunske nadzvučne avione.