Características de diseño del YF-23
En comparación con el YF-22, el YF-23 tiene un fuselaje más largo y un ala única montada en el medio. Los bordes delantero y trasero del ala están barridos hacia adelante y hacia atrás 40 grados, asemejándose a un rombo. . No hay superficies de control horizontales en la parte trasera del fuselaje, sino dos superficies de control verticales inclinadas hacia afuera a 50 grados.
La entrada de aire está situada debajo del fuselaje, cerca del borde de ataque del ala. Las tomas de aire y conductos son fijos sin partes móviles para reducir el peso y evitar aumentar la sección transversal del radar frontal (RCS). El tubo de admisión se curva hacia arriba dentro del fuselaje y está conectado al motor en la parte trasera. La boquilla está ubicada en el medio de la superficie de control vertical inclinada, por lo que no se puede ver directamente desde la parte trasera, lo que reduce la intensidad de los infrarrojos. Señal y limitación de la viabilidad de instalar boquillas vectoriales.
El prototipo cuenta con una sola góndola, situada en medio de las dos entradas de aire entre la cabina y el motor. Los equipos previstos para la versión de producción estarán ubicados delante de la góndola.
El YF-23A demuestra un concepto de diseño completamente diferente al del YF-22A, lo que refleja la comprensión del equipo de diseño de Northrop/McDonnell Douglas de las futuras necesidades de combate aéreo.
Diseño general El diseño general del YF-23A hereda en gran medida el plan de diseño conceptual de Northrop. El diseño de su ala en forma de diamante y su cola en forma de V se encuentra en algún lugar entre el diseño normal tradicional y el diseño sin cola. Asiento individual, dos motores, ala única montada en el centro y entrada de aire ventral.
Al igual que el YF-22A, el YF-23A finalmente no adoptó lo que alguna vez se llamó un diseño canard. De hecho, los planes de las siete empresas no adoptan el diseño del pato, lo que demuestra la preferencia de los estadounidenses. En parte, esto fue influenciado por lo que dijo General Dynamics en un seminario de los Siete Grandes hace unos años: Harry Hilalek dijo: "El mejor lugar para un bulo es en el avión de otra persona". Como menciona el autor en el libro "Las alas de los reyes", una de las razones para rechazar el diseño del bulo es el problema del vuelo nivelado. Si el canard está diseñado basándose en el principio de que el agua puede controlar eficazmente el cabeceo, entonces el canard no podrá compensar el enorme momento de morro hacia abajo generado por el dispositivo de elevación del ala. Si se requiere trimado, se deben agrandar los canards, lo que aumenta la carga aerodinámica sobre el ala, lo que a su vez reduce el efecto de sustentación. Para evitar pérdidas profundas, se puede agregar una cola horizontal. Por otro lado, desde la perspectiva de la ley del área transónica, es difícil que los grandes bulos cumplan los requisitos de la ley del área transónica, lo que aumenta la dificultad del diseño del fuselaje y la resistencia supersónica; esto es muy importante para ATF (especialmente YF I-23A) es particularmente difícil de aceptar.
Otra razón importante para rechazar el diseño del pato es la invisibilidad. La ubicación, el tamaño y la forma en planta de los bulos son difíciles de conciliar con los requisitos de sigilo. Un principio importante del diseño sigiloso es minimizar (pero inevitables) las discontinuidades en la superficie del fuselaje (especialmente en la dirección frontal), y esto es precisamente lo que los bulos son difíciles de lograr. Surgen mayores dificultades de diseño si también se desea minimizar el número de largueros principales correspondientes a los bordes delantero y trasero del ala (es decir, bordes delantero y trasero paralelos).
Aunque el ATF debe equilibrar sigilo y maniobrabilidad de acuerdo con los requisitos de la Fuerza Aérea de EE. UU., diferentes compañías tienen diferentes ideas de diseño y el sesgo de rendimiento del avión también debe ser diferente. A juzgar por la elección final del YF-23A de una cola en forma de V en lugar del diseño tradicional de cuatro colas, la intención de Northrop de perseguir el sigilo es bastante obvia. Su diseño puede reducir en gran medida la sección transversal de reflexión del radar lateral del avión. Al eliminar un par de aletas traseras, también se puede reducir el peso y la resistencia del avión, lo que también ayuda a mejorar la capacidad del avión para recorrer largas distancias. Sin embargo, la eficiencia de la superficie de control y la complejidad del sistema de control de vuelo también son problemas.
Para cumplir con el requisito de "alcance a través del agua", el misil antitanque debe tener una capacidad de combustible lo suficientemente grande. Sin embargo, considerando los requisitos de sigilo (el avión no puede llevar tanques de combustible externos), todo. El combustible debe transportarse en los tanques de combustible a bordo. Por lo tanto, tanto el YF-122A como el YF-123A tenían que proporcionar suficiente volumen de fuselaje, ¡casi el doble que el F-115! En términos de tamaño del fuselaje, la longitud del fuselaje del YF-I-23A ha aumentado significativamente, pero aún es limitada, por lo que el aumento de su volumen interno debe provenir principalmente de un aumento en la sección transversal del avión.
Desde la perspectiva de la resistencia transónica/supersónica, el aumento del área de la sección transversal de la aeronave no favorece el diseño de aeronaves de acuerdo con la ley del área transónica. Un alargamiento adecuado del fuselaje ayudará a suavizar la distribución del área de la sección transversal longitudinal de la aeronave y reducirá la resistencia transónica/supersónica. Sin embargo, alargar el fuselaje conducirá inevitablemente a un aumento del momento de inercia longitudinal de la aeronave, lo que no favorece la mejora de la flexibilidad y el control preciso de la aeronave. La longitud del fuselaje del Su-27 es similar a la del YF-23A. Algunos pilotos que han volado el Su-27 dijeron que el avión tiene una gran inercia de maniobra y no es fácil de volar.
De hecho, solo por las características del diseño del fuselaje, podemos ver la diferencia en las ideas de diseño entre el YF-23A y el YF-22A. En términos de carga de combustible, el YF-23A tiene una carga de combustible de 10,9 toneladas, mientras que el YF-22A tiene una carga de combustible de 11,35 toneladas considerando que la bahía de bombas tiene la misma carga de combustible diseñada (se dice que es un diseño). porque el YF-22A tiene una carga de combustible de 11,35 toneladas). El compartimento de combate del 23A todavía está en la mesa de dibujo), y el volumen interno del YF-23A no será mayor que el del YF-22A. Sin embargo, la longitud del fuselaje del YF-23A es significativamente más larga que la del YF-22A (la longitud del fuselaje de este último es causada por el puntal de cola y la cola horizontal). (La longitud real del fuselaje de este último es de más de 18 metros debido a los puntales de cola y el plano de cola), lo que significa que aunque el área transversal máxima del avión es comparable, el YF-23A tiene una sección transversal más suave. distribución del área (es decir, menor resistencia lateral/humanoide), por supuesto, el momento de inercia longitudinal también es mayor. No es difícil ver que para resolver el problema de resistencia causado por el aumento en el área de la sección transversal, los estilos de diseño de YF I 23A y YF I 22A son completamente opuestos. El primero eligió el rendimiento de velocidad a expensas de la flexibilidad y. control preciso. Esto también refleja en cierta medida el posicionamiento de ambos grupos en los futuros aviones de combate. En apariencia, el fuselaje del YF-23A es algo similar al Lockheed SR-71 "Blackbird". El fuselaje delantero y dos módulos de motor independientes parecen estar directamente incrustados en un ala. El fuselaje delantero incluye la cabina del radar, la cabina del piloto, el compartimento del tren de morro, el compartimento de aviónica y el compartimento de misiles. La parte delantera del fuselaje es aproximadamente un hexágono circular que es simétrico hacia arriba y hacia abajo, luego pasa gradualmente a una sección transversal circular y finalmente se integra completamente con el ala en el medio del fuselaje. Las tomas de aire traseras y las góndolas del motor mantienen una sección transversal trapezoidal y hacen una transición en una curva muy suave hacia el ala o "cola de castor" del fuselaje trasero, lo que ayuda a minimizar la resistencia disruptiva. Como se señaló, la Fuerza Aérea eliminó el requisito de inversores de empuje y Northrop no modificó el obituario, creando una "ranura" muy notable en la parte trasera del fuselaje que generó un aumento innecesario de la resistencia.
Flancos El diseño de ala lateral tiene una mayor ventaja característica de elevación que el diseño canard en ángulos de ataque altos, lo que también es uno de los factores que influyó en la elección de Northrop del diseño general del YF-23A. Al igual que con los sidesticks tradicionales, aumentar el aspecto (y el área) tiene beneficios obvios al aumentar la sustentación en ángulos de ataque altos. Sin embargo, cuanto mayor es el área de aspecto, mayor es el momento de lanzamiento hacia arriba generado en ángulos de ataque altos, lo que se convierte en un factor que limita el tamaño de la barra lateral; Sin embargo, las tracas del YF-23A son claramente diferentes de las tracas tradicionales de los aviones de tercera generación. Tiene una franja recta y estrecha de tres secciones que se extiende desde el borde de ataque del ala hasta la parte superior del radomo. Las tiras laterales son similares a las del YF-22A.
Las tiras de borde del YF-23A tienen las siguientes funciones: generar vórtices de tira de borde, inducir al ala a generar sustentación de vórtice y mejorar las características de elevación del ala utilizar los vórtices de tira de borde para complementar la energía; para la capa límite en la superficie superior del ala, reduce la velocidad de pérdida del ala y actúa como un "cuchillo de ala" aerodinámico para evitar que la capa límite se acumule hacia la punta del ala y retrase la separación del flujo de aire en la punta del ala ( de hecho, debido al diseño de borde estrecho del YF-22A, no está tan cerca como los bordes del YF-22A (son muy similares). Separación (de hecho, debido a la gran relación raíz/punta del ala del ala YF-23A, puede haber una tendencia obvia a la separación de las puntas del ala a alta velocidad o a un alto ángulo de ataque con separación del vórtice de la nariz en un ángulo de ataque alto); , Para proporcionar una mejor estabilidad direccional y de cabeceo, hasta la tercera generación de aviones de combate supersónicos, el problema de la separación asimétrica del vórtice de la nariz en ángulos de ataque elevados no se había resuelto. Esta es también una de las limitaciones de los aviones que entran en el campo de pérdida.
Sin embargo, si se ve desde una perspectiva tradicional, es cuestionable que las barras laterales del YF-23A sean demasiado pequeñas para generar un vórtice lo suficientemente fuerte.
Si este es realmente el caso, entonces una posibilidad es que las tracas funcionen de manera diferente a las tracas tradicionales, y otra posibilidad es que existan otras ayudas para ayudar a mejorar las características de sustentación del ala. Alguien mencionó que "los vórtices generados por el morro y las alas interiores tienen poco efecto en la cola", lo que puede significar que las alas interiores del YF-23A pueden tener algún tipo de generador de vórtices que actúa de manera similar a los vórtices en las franjas laterales. El YF-22A tiene dos paneles de control en la parte superior de la entrada para controlar los vórtices en la superficie superior del ala. El YF-23A puede tener un diseño similar: tiene un respiradero en el interior del ala para el espacio de conexión de la entrada. , por lo que no se descarta que el flujo de aire del accesorio se acelere y se descargue por este hueco, mejorando así el flujo de aire en la superficie superior del ala.
Se puede decir que las enormes alas en forma de diamante son una de las características más distintivas del YF-23A. El borde de ataque del ala está barrido hacia atrás 40 grados, el borde de salida está barrido hacia adelante 40 grados y el ángulo de inversión hacia abajo es de 2 grados. El área del ala es de 88,26 metros cuadrados, la relación de cuerda es de 2,0 y la raíz a-. La relación de punta es 12,2. El factor de influencia más importante por el que Northrop eligió la forma del avión del YF-23A fue su sigilo. La tecnología sigilosa del YF-23A fue heredada del B-2 y es similar a la tecnología sigilosa del YF-23A. Uno es un cuadrilátero en forma de X. Una es la función refleja de cuatro pétalos en forma de X. Para lograr el reflejo de cuatro flaps, los bordes de ataque y salida del ala deben estar paralelos en el plano horizontal. Esto dejó a Northrop sin opción: adoptar un diseño barrido hacia atrás para formar un ala trapezoidal en flecha, básicamente similar al ala B-1/2 o adoptar un diseño de borde de salida barrido hacia adelante para formar un ala simétrica en forma de diamante.
La ventaja de utilizar un ala trapezoidal en flecha es que el ángulo de barrido tiene menos restricciones y se puede optimizar según sea necesario; sin embargo, en comparación con un ala delta, sus desventajas también son obvias: menor eficiencia estructural; el volumen es pequeño, lo que tiene un impacto particularmente obvio en los ATF que requieren viajes entre regiones; el problema de la dispersión aeroelástica es más prominente; la elección del espesor relativo del ala es limitada, lo que no favorece la elección de un espesor relativo menor; Reducir la resistencia supersónica. Si elige el diseño de barrido delantero del borde de salida, cuando el ángulo de barrido del borde de ataque del ala (ángulo de barrido delantero del borde de salida) es pequeño, esta ala está más cerca del ala delgada habitual de Northrop con un ángulo de barrido pequeño (típicamente como F -5, YF- 17), se enfrenta al mismo problema que el ala trapezoidal de ángulo de flecha: el extraordinario alcance y el excelente rendimiento supersónico son enormes contradicciones que este ala no puede resolver. Unas alas simétricas en forma de diamante con mayores ángulos de barrido serían muy ventajosas en términos de sigilo (el F-117 utiliza un ángulo de barrido de hasta 66,7 grados para desviar significativamente las ondas de radar), pero las limitaciones aerodinámicas han descartado una posibilidad: el aspecto. La relación es demasiado pequeña y la eficiencia aerodinámica es extremadamente baja. Las alas del F-117 eran tan pequeñas y aerodinámicamente ineficientes que era cuestionable si el avión podría siquiera construirse para volar. El barrido hacia adelante del borde de fuga del ala reducirá en gran medida la eficiencia del mecanismo de elevación/control del borde de salida del ala hasta que sea inaceptable.
En general, las alas simétricas en forma de diamante con ángulos de barrido moderados tienen un equilibrio más satisfactorio en sigilo, alcance y aerodinámica. En cuanto a por qué se eligió un ángulo de barrido de 40 grados, el autor cree que la optimización de la interferencia beneficiosa de los vórtices de flanco debería ser uno de los factores que influyen cuando se cumplen básicamente otras condiciones. Pero aun así, el ángulo de barrido del borde de salida de 40 grados afecta seriamente la eficiencia del dispositivo aerodinámico del borde de salida del ala: el YF-23A debe usar un ángulo descendente del flap más grande para garantizar el efecto de sustentación, pero esto a su vez aumenta la tendencia del avión. que la superficie superior del ala se separe de la capa límite no solo aumenta la dificultad de controlar la capa límite, sino que también reduce el efecto de sustentación. Por otro lado, la eficiencia de los alerones del YF-23A también era pobre, lo que provocó que la velocidad de balanceo no cumpliera con los requisitos, lo que finalmente afectó los resultados de los vuelos de prueba competitivos.
En términos de características de las alas, Northrop considera primero el sigilo, seguido de la velocidad y el alcance supersónicos y, finalmente, la maniobrabilidad y la flexibilidad.
Para mejorar las características de sustentación del ala, el YF I-23A adopta un diseño de flap maniobrable en el borde de ataque con un área de expansión de aproximadamente 2/3 de la envergadura del ala. Se informa que el avión adopta un diseño de listones, pero la característica de listones no se puede ver en las fotografías de vuelo de prueba del YF-23A.
Además, desde una perspectiva sigilosa, después de que se desplieguen las alas rendijas, la rendija formada se convertirá en un buen reflector de ondas electromagnéticas, lo cual es absolutamente inaceptable para Northrop.
De hecho, los flaps del borde de ataque seguirán teniendo un impacto negativo en las características de sigilo del avión. La mejor solución es la tecnología de ala adaptable a la misión demostrada en el AFTI/F I111, que evita discontinuidades y espacios en la superficie del ala, pero desafortunadamente esta tecnología no se ha puesto en práctica hasta hoy. En respuesta, el YF-22A adoptó un diseño de ranura en forma de diamante heredado del F-117, haciendo del área una zona de baja reflexión del radar cuando se desviaban los flaps. La única explicación para el desprecio del YF-23A por este detalle es que en el régimen operativo típico de la aeronave (alcance ultralargo), las alas son simétricas y no requieren flaps de deflexión.
El diseño de la superficie de control aerodinámico ubicada en el borde de fuga del ala YF-23A es muy singular y se puede decir que es lo más destacado del YF-23A. Algunos datos afirman que el lado interior del ala es el flap y el lado exterior es el alerón, pero la situación real está lejos de ser tan simple. La simple distinción entre flaps y alerones no es consistente con la filosofía de diseño "multipropósito" de Northrop plasmada en el YF-23A. Según las fotografías de vuelo de prueba del YF-23A, tanto las superficies de control internas como las externas están involucradas en el control de elevación y balanceo. Por tanto, el autor posiciona al YF-23A como un "flaperón polivalente". La razón por la que se dice que es "multiusos" es que además de las funciones de los flaps tradicionales, estos dos pares de superficies de control también tienen las funciones de frenos de velocidad y timones de arrastre. Cuando el flap interior se desvía hacia abajo y el flap exterior se desvía hacia arriba al mismo tiempo, se puede generar una resistencia aerodinámica simétrica, actuando como un freno de velocidad, al tiempo que se garantiza que el ala no genere un incremento de sustentación adicional cuando solo un lado del ala; La aleta está hacia arriba cuando , se puede generar una resistencia aerodinámica simétrica y actuar como un freno de velocidad. Cuando solo un lado del flap se desvía hacia arriba/abajo, producirá una resistencia menos simétrica y actuará como un timón de resistencia; esto debe haber sido heredado y desarrollado a partir del diseño B-1/2. Este diseño es bastante novedoso y reduce efectivamente el peso, pero la complejidad y los riesgos de desarrollo del sistema de control de vuelo aumentan inevitablemente.