Практическим результатом первого этапа работ над активным управлением было то, что автоматическая электродистанционная система управления предусматривалась в качестве основной уже при проектировании самолетов «Торнадо» (с механической аварийной системой), самолет F-16 проектировался с исключительно электрической цифровой системой без типичной рукоятки управления, а затем аналогичные системы управления были применены в самолетах «Мираж» 2000, F-18 и «Сюпер- Мираж» 4000.

Активное управление охватывает множество различных технических вопросов, часть из которых еще требует дополнительных исследований. Однако уже можно утверждать, что использование активного управления дает наибольший эффект в боевых пилотируемых и беспилотных самолетах.

5. Эволюция конструкции планера

Совершенно очевидно, что каждый новый самолет должен в целом превосходить своих предшественников, т.е. должен отвечать более высоким требованиям. Опыт показывает, что одним из способов удовлетворения все возрастающих требований, предъявляемых к вновь проектируемым самолетам, является снижение массы планера. Это выполняется на основании таких конструктивных и силовых схем, которые обеспечивают требуемую прочность и жесткость при минимальной собственной массе с использованием более легких и прочных материалов (в обоснованных случаях-жаропрочных), а также посредством улучшения технологии самолетостроения. Анализ характеристик самолета показывает, что улучшения некоторых из них можно достичь лишь ценой ухудшения других. В конкретных случаях отдают приоритет характеристикам, более важным для данного типа самолета, что позволяет согласовать противоречивые требования.

Однако при проектировании любого самолета нельзя избежать противоречия, вытекающего из необходимости обеспечить, с одной стороны, как можно меньшие аэродинамическое сопротивление и массу конструкции, а с другой-требуемые прочность и жесткость. Увеличение прочности и жесткости, например, путем увеличения габаритов приводит к возрастанию сопротивления, а путем усиления конструкции-к возрастанию массы. Уменьшение сопротивления, достигнутое благодаря уменьшению толщины крыла либо увеличению его стреловидности, приводит к росту механических нагрузок, а значит, требует увеличения массы конструкции и т.д.

В процессе разработки и изготовления планера всегда в первую очередь выполняются требования аэродинамики, а затем требования прочности, технологичности конструкции, удобства обслуживания и т. п.

В этих условиях оптимальное определение размеров конструкции заключается в компромиссном согласовании возможностей уменьшения массы конструкции (благодаря применению лучших технических решений и материалов) и необходимости увеличения массы (для выполнения тех или иных повышенных требований).

Планер, как и любые другие конструкции, может выполнять свою роль, если он обладает наряду с прочим соответствующей прочностью и жесткостью. Это означает, что отдельные элементы и узлы планера должны выдерживать нагрузки, возникающие при эксплуатации (критерий прочности), а их деформации (изгибы, углы скручивания, коробление обшивки) не должны превышать допустимых значений (критерий жесткости). Под воздействием эксплуатационных нагрузок не должны появляться остаточные деформации, увеличивающиеся с течением времени (ползучесть), поскольку это может вызвать изменение формы самолета, исключающее возможность его дальнейшей эксплуатации.

Требования к прочности планера зависят от нагрузок, действующих на самолет и его отдельные узлы во всем периоде эксплуатации. Одну и ту же прочность какого-либо узла планера, например крыла, можно обеспечить, используя различные конструктивные решения, материалы, технологии производства. От этих факторов зависит масса планера и, следовательно, всего самолета. Известно, что конструкции требуемой прочности и одинакового назначения могут существенно различаться между собой по массе. Масса же их зависит от оптимальности принятой конструктивно-прочностной схемы, от соответствующего выбора материала и форм поперечного сечения отдельных элементов, а также их взаимного положения, от используемых соединений, технологии исполнения, числа необходимых вырезов и множества других

конструктивно-технологических факторов. Прогресс в области материаловедения привел к созданию и применению новых материалов, а также новой технологии изготовления и соединения частей планера, что позволило не только существенно уменьшить собственную массу самолета, но и увеличить ресурс работы планера.

Новые требования к планеру возникли при достижении и превышении самолетом скорости звука (они связаны с аэродинамическими и тепловыми нагрузками, сопутствующими сверхзвуковым скоростям); эти требования привели к разработке многослойных и моноблочных конструкций и технологическому освоению таких новых конструкционных материалов, как сплавы титана и бериллия, а также так называемые композиционные материалы (композиты).

Авиационные конструкции-это тонкостенные (оболочечные) конструкции, обшивки которых относительно тонки, в связи с чем требуется увеличение их жесткости при помощи дополнительных продольных и поперечных элементов. Классическую конструкцию, повсеместно используемую в дозвуковой авиации, характеризует огромное количество (исчисляемое тысячами) деталей различных габаритов и форм, соединяемых с помощью винтов, болтов и заклепок (которых насчитываются сотни тысяч или миллионы). Изготовление такой конструкции требует больших затрат труда и времени и одновременно связано со снижением прочности из-за большого количества соединений и отверстий. Применение клееных конструкций лишь частично разрешило проблему соединений, поскольку по мере развития сверхзвуковой авиации требования выросли настолько, что многослойные конструкции стали вытесняться моноблочными.

Первые опыты использования клея как материала, соединяющего металлические части авиационных конструкций, были проведены еще перед второй мировой войной. Однако только военные и особенно послевоенные годы стали периодом быстрого прогресса и важных достижений в этой области. Одним из факторов, побуждавших к развитию этих работ, были недостатки казеиновых клеев, широко использовавшихся в деревянных конструкциях. Чувствительность авиационных конструкций на этих клеях к атмосферным воздействиям особенно дала о себе знать во время суровой зимы 1939/40 г. Это дало толчок работам над синтетическими клеями, что привело к разработке новых составов с высокими адгезионными свойствами.

Интенсивное развитие исследований синтетических клеев для деревянных конструкций сопровождалось попытками использования их для соединения металлических деталей. В послевоенный период (особенно в 50-е годы) потребности авиации в области разнородных конструкционных материалов высокого качества и их соединения возросли. Это привело к постепенному отказу от старых способов соединения при помощи заклепок и винтов и к промышленному освоению склеивания высокона- груженных элементов конструкции планера самолета.

Соединения металлических деталей авиационных конструкций с помощью винтов или заклепок оказываются ослабленными из-за большого количества отверстий, а непрерывность нагружения при этом нарушается. Клепаным соединениям сопутствуют деформации поверхности обшивки вблизи головок заклепок, а также волнистость как следствие принципа точечного соединения. На краях отверстий при этом возникает существенная концентрация напряжений. В результате теплового и механического воздействия в процессе клепки материал на кромках отверстий становится хрупким и приобретает склонность к старению. Концентрация напряжений и охруп- чивание материала увеличивают опасность усталостного разрушения. Применение сварки вместо клепки приводит ввиду необходимости высокой температуры к появлению местных напряжений и деформаций, к структурным изменениям материала вблизи сварного шва и опасности усталостного разрушения. Эти неблагоприятные явления можно в значительной степени устранить, применяя склеивание металлических элементов конструкции.