System Architecture

9. Архитектура ЛА на уровне систем

Общая компоновочная архитектура: R4X представляет собой летающее крыло со встроенным фюзеляжем - планер включает центральный корпус большой толщины и два внешних крыла, плавно сопрягающиеся с корпусом. Отдельного хвостового оперения нет (компоновка близка к таиллесс-бесхвостой). Основные компоненты планера: мощный центроплан (толстый корпус), внешние консоли крыла сужающейся хорды, интегрированное крепление двигателей и ниш шасси. Ниже перечислены главные подсистемы и компоненты самолёта:

Планер (airframe): несущий корпус BWB, включая планформу (горизонтальную проекцию формы крыла) и профиль (распределение толщины). Геометрия планера - результат требований по аэродинамике и вместимости. Планформа выбрана дельтовидная со скруглёнными очертаниями (см. раздел 10), с умеренной стреловидностью и значительным размахом. Относительная толщина профиля максимальна в центральной части (~30-35% относительно хорды) и уменьшается к оконечностям (до ~12-15% на законцовке). Внутри планера располагаются грузовая кабина/отсек (центр), топливные баки (внутри крыла и корпуса), шпангоуты и лонжероны конструкции, ниши шасси (в центральной части снизу) и узлы крепления двигателей (в хвостовой верхней и носовой нижней частях). Материалы планера - преимущественно композиционные (углепластики) с местами применения алюминиевых и титановых сплавов (см. раздел 16).
Силовая установка: четыре турбореактивных двухконтурных двигателя (ТРДД) тягой по ~300 кН каждый на взлётном режиме. Тип двигателя - высоко- или средне-двухконтурный турбовентилятор с большой степенью повышения давления (хотя возможно, для лучшего эффекта струи, выберут двигатель с умеренной степенью двухконтурности, см. раздел 12). Конкретная модель двигателя не привязана - рассматривается класс двигателей Trent (диаметр вентилятора ~3 м, масса ~7 т) или аналогичные GE9X/ПрATT PW13000. Двигатели размещены парно: два основных (больших) - по бокам задней верхней части корпуса, на укреплённых пилонах, несколько приподняты над поверхностью крыла; два вспомогательных (поменьше) - под передней частью корпуса, на коротких пилонах, выступающих вперёд[9]. Воздухозаборники - круглого сечения, обычного типа, без переменной геометрии (расчёт на дозвуковые режимы). Для передних двигателей воздухозабор имеет риск влияния от воздушной подушки при разбеге - это учитывается при расчёте минимальной высоты установки над землёй (~1.2-1.5 м). Газовые тракты двигателей переходят в поворотные сопла (см. далее). Каждый двигатель снабжён автономными системами: топливная система (с подкачивающими насосами из ближайших баков), маслосистема, система управления FADEC, противопожарная система.
Каналы воздухозаборников и сопла: на задних двигателях воздухозаборники испытывают неравномерный подход потока (из-за обтекания верхней части корпуса), потому формы входных устройств оптимизированы на равномерность - обечайки удлинены и снабжены направляющими конусами, чтобы избежать отрыва потока на входе (требование равномерности потока во избежание помпажа компрессора). Сами сопла - ключевой элемент силовой установки: выбраны сопла Лаваля с отклоняемым вектором. Каждое сопло способно работать в двух режимах: дозвуковом и чокированном (с вытеканием сверхзвуковой струи). Для этого геометрия - с четко выраженным горлом (минимальным сечением) и плавным дивергентом (расширяющейся частью)[39][40]. При достаточном перепаде давлений (взлетный режим) поток достигает $\mathbf{M = 1}$ в горле и выходит из сопла с $\mathbf{M \approx 1.8 - 2.0}\$ при оптимальном режиме [41]. Чтобы обеспечить такой режим, давление за турбиной должно падать до ~0.5 от полного давления (условие удушения $\mathbf{p}_{\mathbf{back}}\mathbf{\leq 0.528}\text{ }\mathbf{p}_{\mathbf{0}}\mathbf{\ }$ для воздуха [42]). В конструкции сопел предусмотрены меры для контроля ударных волн: оптимальные углы раскрытия (конфузор ~22°, диффузор ~6°)[43], сглаженные стенки, достаточная длина дивергента (~0.45 м на каждые 0.3 м диаметра горла)[44][45], чтобы расширение происходило без отрыва пограничного слоя[46]. Поворотное сопло реализовано либо схемой с поворотной насадкой (наклоняемый последний сектор), либо дефлектором струи внутри сопла - решение в проработке. Габаритные размеры одного сопла (ядро тракта): диаметр входа ~0.6 м, диаметр горла ~0.30 м, выходной диаметр ~0.38-0.40 м, общая длина ~1.0 м[47][48]. Внешняя гондола двигателя удлинена: общая длина ~3.5-4.0 диаметра двигателя[49] (т.е. около 10-12 м), в том числе сопло ~25-30% этой длины[50] для формирования полного профиля Лаваля. Векторность реализована в двух плоскостях (тангаж, рыскание) плюс вращение вокруг оси (см. TVC).
Система управления (аэродинамическая и TVC): R4X управляется комбинированно - традиционными рулями на несущей поверхности и изменением вектора тяги. Аэродинамические органы управления включают: элевоны на задней кромке (совмещённые функции элеронов и рулей высоты) - раздельно на левом и правом крыле, по 2-3 секции с каждой стороны; флаппероны/закрылки - в корневой части задней кромки, для изменения подъёмной силы (эти же поверхности могут дифференцироваться как дополнительные элероны). Так как отдельного хвоста нет, основные управляющие поверхности расположены по размаху: близко к законцовкам - для эффективного рыскания дифференциальным отклонением (как аэродинамические “рули направления” при отсутствии килей). Кроме того, на концах крыла предусмотрены небольшие вертикальные наплывы/плавники, которые улучшают путевую устойчивость. Шасси не участвует в управлении полётом, но передняя стойка поворотная - для наземного руления. Система TVC рассматривается как часть управления: углы отклонения двигателей вводятся как дополнительные управляющие переменные (в сумме 4 двигателя × 2 угла = 8 степеней свободы, плюс рыскательный поворот симметричных двигателей, который можно свести к эффективному 4-му управлению). Для пилота вся эта сложность скрыта: бортовой компьютер (см. ниже) выполняет микширование команд на поверхности и двигатели.
Автоматизация и компьютер: центральный элемент системы управления - цифровой FCC (Flight Control Computer), получающий данные от датчиков и отдающий команды приводам. Архитектура - резервированная, минимум 3 канала вычислителей, работающих по принципу согласованного голосования (триплекс). Датчики, обеспечивающие систему: многократные источники воздушных параметров (приёмники полного давления, статического, датчики углов атаки по обеим сторонам корпуса), инерциальная система (гироскопы и акселерометры по трем осям), спутниковая навигация, датчики перегрузок, датчики положения двигателей и сопел (энкодеры углов). В задачи компьютера входит: стабилизация летательного аппарата (удержание траекторных углов $\mathbf{\phi,\theta,\psi}$ ) при изменении вектора тяги [51], реализация команд пилота по крену-тангажу-рысканью через комбинированное отклонение рулей и TVC, автоматическое предотвращение срыва (ограничение по минимальной скорости/макс углу атаки), компенсация асимметрии тяги при отказах (см. раздел 21-22). Формально это многосвязная система с множеством входов (приводы) и выходов (параметры движения) - её проектирование требует алгоритмов современной теории управления (например, МИМО-регуляторов)[52]. В данном отчёте ограничимся описанием принципов (раздел 15).
Шасси: трёхопорное, убираемое. Две основные опоры расположены примерно под центральной частью корпуса (широко разнесены в базе, чтобы обеспечить устойчивость на земле); одна носовая - в передней части. Основные опоры - многоколёсные тележки (по 4 колеса на каждую, как у 777, для распределения нагрузки), складываются по направлению внутрь корпуса в ниши. Носовая стойка - двухколёсная, убирается назад. Шасси рассчитано на высокую посадочную перегрузку (~2.5 м/с снижение) с учетом короткого выбега (усиленные тормоза, стойки для гашения энергии). Для предотвращения рыскания на пробеге - система автоматического торможения колес (anti-skid ABS).
Топливная система: топливо размещено в баках внутри крыла и частично в центроплане. Предварительный объём - до 200 000 л (при максимальной заправке для перегонных полётов), что эквивалентно ~160 т керосина, но обычно заправлять будут меньше (под миссию). Баки оборудованы перекачивающими насосами для балансировки: при использовании топлива меняется центровка, поэтому система перекачивает топливо между носовым и хвостовым баком, поддерживая оптимальный баланс (см. центровка в разделе 10). Заправка - через горловины на верхней поверхности (или Pressure Refueling порт).
Электросистема и гидравлика: привод рулевых поверхностей планируется электрический (EMA - Electro-Mechanical Actuators) ввиду сложности протяжки гидросистемы в тонких крыльях. Приводы поворотных сопел - электромеханические мощные сервоузлы (с резервированием). Источник электроэнергии - генераторы на двигателях (каждый ~250 кВА), плюс аккумуляторная батарея для аварийных режимов. Сеть - двухканальная переменного тока 115В 400 Гц и постоянного 270 В для силовых приводов. Критические потребители (система управления, насосы топлива) подключены через бортовые ИБЭП к резервному питанию на аккумуляторах (хватает на ~15 минут полёта). Отдельной гидравлики может не потребоваться, но возможно, стоеки шасси и тормоза всё же гидравлические - тогда будет небольшая гидросистема с насосами, резервированная азотом.
Бортовое оборудование (авионика): R4X оснащается комплексом испытательного оборудования (телеметрия, параметрический регистратор), а также стандартными для пилотируемого ЛА системами связи, навигации, наблюдения (радиостанции, спутниковый приемник, ответчик, аварийный маяк и т.п.). Кабина пилотов - двухместная, с расширенными индикациями об отклонении двигателей и тяг, чтобы экипаж осознавал работу TVC. В испытательных вылетах возможно присутствие специалиста-оператора на борту. Предусмотрена система аварийного покидания - катапультируемые сиденья (под вопросом, зависит от регуляций, для демонстратора иногда применяют).

(Выше дана система на уровне блоков. Столь сложный интегральный аппарат, как R4X, требует тщательной проработки взаимодействия систем - об этом частично пойдёт речь далее, в разделах по устойчивости, отказам, испытаниям.)