Preliminary Performance

19. Производительность и лётные оценки (Performance - Preliminary)

Основные скорости:

- Скорость сваливания $\mathbf{V}_{\mathbf{s}}$: оценочно ~130-140 км/ч (при взлётной массе, с механизацией и TVC поддувом). Без поддува - около 170-180 км/ч. Отсюда мы брали целевые 150-180 км/ч для посадки, как указано в разделе 4[95].

- Скорость отрыва $\mathbf{V}_{\mathbf{TO}}$: задаем ~150 км/ч (например)**.**В тестах, возможно, сначала будем больше (~180 км/ч для надёжности), а потом снижать по мере уверенности. При 150 км/ч подъемная сила + тяга равны весу, можно взлететь.

- Референтная посадочная $\mathbf{V}_{\mathbf{ref}}$: ~170 км/ч (0.85 от $V_{s}$без поддува или 1.3 $V_{s}$с поддувом - выбирают больше, т.е. ~$1.3 \times 130 = 169$). Это и возьмём. Опять-таки, начнём испытания скорее с 180-190, постепенно уменьшая.

- Скорость безопасного взлета $\mathbf{V}_{\mathbf{2}}$: при отказе двигателя на взлете самолет должен иметь скорость, достаточную для набора высоты. Обычно $V_{2} \approx 1.2\text{ }V_{stall}$. Пусть $V_{stall} \approx 140$, тогда $V_{2} \approx 168$км/ч. Округлим до 170 км/ч. То есть при отказе двигателя на скорости выше 170 км/ч R4X продолжит взлет и будет набирать высоту минимум с 0.8 m/s.

- Крейсерская скорость $\mathbf{V}_{\mathbf{cr}}$: ~900-950 км/ч (M 0.85). Можно и 0.9 (970 км/ч) - наверное будем ограничивать 0.85, чтобы не приближаться к режимам упругого изгиба (более высокий М - выше риск дивергентности). Но в целом, 0.85 - стандартная экономичная скорость, её достаточно.

Дистанции взлёта/посадки:

- Разбег до отрыва: ~800 м. Посчитать: разгон с 0 до 150 км/ч (41.7 m/s) при среднем ускорении ~2 m/s² (T - D - rolling friction = m·a). Если 4×300kN тянут 300 т, ускорение без потерь ~4 m/s², но учтём аэродин. сопротивление растущее и потери на колёса, получим ~2.0. Время ~20.8 s. Средняя скорость ~20.8 m/s (с 0 до 41.7 линейно). За 20.8 s пройдено ~432 m. Однако, отрыв произойдет не с 0 скорости - какие-то 200-300 м были на разгоне до подъёма носа, потом подъем, etc. По эмпирике, путь до 1.1 Vstall - где-то 1.2-1.3× теоретический. Получим ~520 m. Но R4X использует поддув - он оторвётся чуть раньше, скажем на 130-140 км/ч, за счёт доп.подъёма, т.е. ещё минус метров 100. Итого ~420 m. Но также надо пролететь экранный путь до 10.7 м (35 ft) - на короткой полосе считают эту высоту как точку невылета. С таким подъёмом - полагаю, ещё ~200-300 m. Суммируя, ~700-800 м. Взят 800 м, чтобы наверняка.

- Длина пробега: с 170 км/ч до 0 с активным торможением. При расчете: замедление может быть ~3 m/s² (комбинированно тормоза+реверс). Тогда время ~15.7 s, средняя скорость ~85 km/h (23.6 m/s), путь ~370 m. Плюс реакция, парашюты - пусть 450 m. Принято 600-800 m из-за неопределённости погоды, реакции. Скорее всего, остановимся за 600, но заложили до 800.

- Градиент набора высоты: требуется для двухдвигательного, у нас 4 двигателя - likely overshoot. При всех работающих: R4X сможет взлететь почти вертикально на пару секунд (если 0.4 T/W - 0.4g ускорение). Но в норме, градиент 2-й зоны (OEI climb gradient) - надо не менее 2.4%. У нас OEI (1 из 4 отказал = -25% тяги) => T/W ~0.3 на 350 т. 0.3 - D/W (около 0.1), = ~0.2 net - это 20% градиент (!) Фантастически высокий. Даже на 3 двигателях R4X залезет быстро. То есть, требования выполнимы с большим запасом.

- Практический потолок: скорее определится тяговооруженностью/аэродинамикой. A350 крейсерит 11 km, потолок ~13 km. У R4X L/D сопоставимо, T/W чуть больше - он может и выше забраться, но двигатели - обычные, рассчитанные на ~15 км макс. Потому скажем потолок 13 000 м (43000 ft).

- Дальность, расход: по порядку. A350-900 (280т, 138т топлива) ~15000 km. R4X (350т, 120т топлива) - грубая оценка: топливо/вес меньше, но аэродин. чуть лучше, двигатели, наверное, та же удельная. Возможно ~12 000 km. Но нас устроит 5000 km. Если 120т топлива, 12k km - запас для демонстраций. Если лететь пустым - долетит далеко.

- Удельный расход: assume ~0.55 kg/(daN·h) на крейсере. 4×300kN = 1200kN ~120000 kgf, x0.55 = 66000 kg/h, = 66t/h. Это много, но на крейсере он будет меньше (т.к. крейсер тяга ~20% от макс - 240kN total). 240kN x0.6 =14400 kg/h. 14.4t/h, за 10h ~144t - похоже. - Взлётный расход - huge, but short: ~4×(1.6t/h) at full for couple min ~0.2t.

Представим, таблица (предварительно):

Показатель	Значение (проект)	Примечание
Взлётная дистанция (до 35 ft)	~800 м	при MTOW, закрылки 20°, TVC 30°
Посадочная дистанция (с 35 ft)	~800 м	при MLW ~250 т, закрылки 30°, реверс
Минимальная скорость (Vs)	~140 км/ч (75 kts)	посадочная конфиг., TVC поддержка
Скорость отрыва (Vr)	~150 км/ч (81 kts)	-
Скорость взлёта (V2, OEI)	~170 км/ч (92 kts)	при отказе 1 из 4 двиг.
Скорость посадочная (Vref)	~170 км/ч (92 kts)	при подкрит. угле атаки
Крейсерская скорость (Mach)	0.85 (≈ 900 км/ч, 485 kts)	высота ~11 км
Практический потолок	~13 000 м (43 000 ft)	ограничен тягой и воздухом
Дальность перегоночная	~12 000 км	120 т топлива, без нагрузки
Дальность с 30 т нагрузки	~5 000 км	оценочно, с резервом 5%
Удельн. расход крейсерский	~17 г/пасс-км (900 пасс)	эквивалентно ~2.7 л/100 пасс-км
Нагрузка на крыло (MTOW)	~292 кг/м²	(при S ≈1200 м²)
Максимальная перегрузка	+2.5 / -1.0 g	эксплуатационные пределы

Примечание: точность ряда цифр ограничена - для концептуального этапа. Конкретные значения будут уточняться по результатам CFD и летных испытаний.

Как видим, производительность R4X по короткому взлёту/посадке выдающаяся для такой массы: менее километра полосы, ~150 км/ч отрыв - характеристики, приближающиеся к авиалайнерам с укороченным взлётом (типа Ан-72, но он значительно легче). Крейсерские параметры - на уровне современных самолётов: скорость, потолок, расход топлива - сопоставимы с базовой моделью A350, за исключением, может, дальности, которая чуть меньше при той же заправке (в силу большего лобового сопротивления на большой высоте и веса). Однако, R4X не ориентируется на ультрадальние рейсы, так что 5000 км достаточно (например, перелет с испытательного аэродрома в другой континент возможен с дозаправкой).

Предварительные графики и диаграммы:

- Мы построили полярную кривую $C_{D}(C_{L})$- она смещена вправо (большой $C_{L}$при небольшом $C_{D}$возможен), минимум $C_{D0} \approx 0.03$, довольно хороший. Оптимум $\frac{L}{D} \approx 17$при $C_{L} \approx 0.5$.

Рис. 8 - Аэродинамическая полярная C_L к C_D

Figure 3: Polar curve (CL vs CD) used for preliminary efficiency estimates; highlights the operating region and implied best L/D point.

Зум “рабочей” зоны $C_{L} = 0.3..0.9$отдельным графиком (второй). На нем видно:

• минимум $C_{D} \approx 0.03$,

• точку максимального $L/D \approx 17$и касательную из начала координат.

Рис. 9 - Рабочий диапазон коэффициента подъёма

Figure 4: Zoomed view of the polar’s working region to make minima and tangency (best L/D) easier to read for sizing decisions.

- Диаграмма потребной и доступной тяги: при взлётной массе на уровне моря тяги 1200 кN хватает с избытком до ~100 m/s (360 km/h), потом начинает не хватать (сопротивление растет квадратично).

Рис. 10 - Запас тяги по скорости у земли (взлётная масса)

Figure 5: Thrust required vs available at sea level for takeoff mass, showing margin across the speed range.

Рис. 11 - Запас тяги на высоте ~11 км (крейсер)

Figure 6: Thrust required vs available around 11 km cruise altitude, illustrating available margin including engine-out.

На высоте 11 км доступная тяга падает (у нас 4 двигателя, но воздух разрежен), однако на крейсерской скорости потребная ~200 kN, доступная ~300 kN - т.е. запас 1.5. В однодвиг. отказе доступная ~230 kN, все еще чуть выше потребной - значит, сможет держать высоту на 3 двигателях.

- Длина разбега от массы: если масса уменьшится на 20%, взлётная дистанция падает на ~10%, а если увеличить на 20% (до 420 т), может выйти за 1000 м - то есть, поддержание массы < 350 т - важно, чтобы вписаться. Хорошо, мы держим 350.

Рис. 12 - Длина разбега при взлёте в зависимости от массы

Figure 7: Takeoff ground roll sensitivity to mass with a 1000 m benchmark and target mass near 350 t.

- Градиент набора от высоты: на уровне моря с 4 двиг ∼30% (очень высокий), на 11 км он падает до ~5%, что все равно выше нормативов (обычно мин ~2%).

Рис. 13 - Уклон набора высоты по эшелонам

Figure 8: Climb gradient versus altitude, showing high margin near sea level and acceptable gradient near cruise.

Рис. 14 - Скорость сваливания в зависимости от угла векторования тяги

Figure 9: Stall speed versus thrust-vectoring mode, indicating reduced Vs with increased TVC and an expected optimum near 35 degrees.

- Влияние ветра на посадку: можно сажать при 10 м/с попутного - но конечно, лучше против ветра. 10 м/с попутный увеличит дистанцию посадки до ~1000 м (еще приемлемо). Боковой 13 м/с - не уронит, проверено по статике.

Рис. 15 - Посадочная дистанция от встречного/попутного ветра

Figure 10: Landing distance versus longitudinal wind component, noting ~10 m/s tailwind pushes distance toward 1000 m.

Рис. 16 - Разложение ветра на компонент вдоль ВПП

Figure 11: Wind component diagram (draft) illustrating decomposition used in landing-distance discussion.

В целом, лётные характеристики R4X соответствуют поставленной задаче: обеспечить STOL-возможности (взлёт, посадка ~800 м) при сохранении реактивной крейсерской эффективности (M0.85, дальность ~5000+ км). Успех этого подтверждения будет одним из критериев (раздел 4) - конкретно, если на испытаниях будет продемонстрирована посадка на ~800 м при ветре ≤5 м/с и отрыв ≤800 м при стандартных условиях - мы достигли цели.

Заметим: результаты - предварительные, базируются на расчетных моделях. Требуется их верифицировать CFD, а впоследствии - лётными тестами, см. раздел 25-26.