Poznań, 2017
WYDZIAŁ MASZYN ROBOCZYCH I TRANSPORTU
ROZPRAWA DOKTORSKA
oficer dypl. inż. Maciej TRELKAMonitorowanie uszkodzeń zespołu napędowego w zmiennych warunkach
działania samolotu MiG -29
Promotor: dr hab. inż. Jarosław Bartoszewicz, prof. nadzw.
Promotor pomocniczy: dr inż. Rafał Urbaniak
Spis treści
Wykaz ważniejszych skrótów i oznaczeń 2
Streszczenie 3
Summary 4
1. Wprowadzenie 5
2. Budowa i ogólna charakterystyka samolotu MiG-29 12
2.1. Wprowadzenie 12
2.2 Układ aerodynamiczny samolotu 15
2.2.1 Układ ogólny samolotu 15
2.2.2 Kadłub 16
2.2.3 Skrzydło 17
2.2.4 Usterzenie ogonowe 18
2.3 Rola samolotu MiG-29 w strukturze Sił Zbrojnych RP 19 3. Budowa i charakterystyka zespołu napędowego samolotu MiG-29 30
4. Geneza, cel pracy oraz zadania szczegółowe 42
5. Charakterystyka stanów awaryjnych 44
6. Opis systemu rejestracyjnego samolotu 60
6.1 Monitoring – dostępne środki i ich wykorzystanie 60
6.2 Rejestratory parametrów 62
6.2.1 Wykaz stosowanych rejestratorów 62
6.2.2 Tester U3Ł 62
6.2.3 Rejestrator S2-3a/MiG-29 64
6.2.4 Pokładowy rejestrator danych ATM – QR6D 73
6.3 Oprogramowanie deszyfrujące FDS (Flight Data Service) 74 7. Pokładowe systemy diagnostyczne i kontroli parametrów lotu 82
7.1 Wprowadzenie 82
7.2 Pokładowy zintegrowany układ kontroli i ostrzegania pilota "Ekran" 82 7.3 Układ sygnalizacji świetlnej w kabinie WSS-1- 4K 86 7.4 System informatora głosowego pokładowego typu P-591B 90 8. Analiza zewnętrznych przyczyn awarii systemu napędowego 95
8.1 Wprowadzenie 95
8.2 Stany awaryjne występujące podczas kołowania i obsługi naziemnej 100
8.3 Stany awaryjne występujące podczas lotu 107
9. Podsumowanie 133
10. Wnioski końcowe 144
11. Kierunki dalszych badań 146
Literatura 147
Wykaz ważniejszych skrótów i oznaczeń
BLT – Baza lotnictwa taktycznego
F-16 – Samolot wielozadaniowy produkcji amerykańskiej F-34 – Oznaczenie NATO podstawowego paliwa lotniczego MiG-29 – Samolot myśliwski produkcji rosyjskiej
SU-22 ─ Samolot myśliwsko-bombowy produkcji rosyjskiej NATO – Organizacja Traktatu Północnoatlantyckiego SZRP – Siły Zbrojne Rzeczypospolitej Polskiej IWsp SZ – Inspektorat Wsparcia Sił Zbrojnych JW – Jednostka wojskowa
LW – Logistyka wojskowa RSZ – Rodzaje sił zbrojnych SP – Siły powietrzne SZ – Siły zbrojne
ARU ─ Układ automatycznej regulacji sterowania samolotem APUS ─ Układ podłużnej stateczności samolotu
IPK ─ Wskaźnik położenia klinów
IK-WK ─ Bezwładnościowy układ kursu i pionu KSA ─ Skrzynka napędu agregatów samolotu KDA ─ Skrzynka napędu agregatów silnika SAU ─ System automatycznego sterowania SOS ─ System zapobiegający przeciągnięciu kts ─ Węzły (mile na godzinę)
Streszczenie
Przedmiotowe opracowanie jest syntetyczną próbą określenia wpływu istniejących instrumentów, umożliwiających prowadzenie analizy powstających uszkodzeń zespołu napędowego na faktyczną dostępność statków powietrznych do realizacji szkolenia lotniczego i wykonywania zadań bojowych. Złożoność i wieloaspektowość zaprezentowanej problematyki wymusiły konieczność przedstawienia zagadnień związanych ze statkiem powietrznym, zespołem napędowym, systemami rejestracji oraz diagnostyki wewnętrznej, na uszkodzeniach zespołu napędowego kończąc. Zebrane dane pozwoliły wypracować wnioski końcowe oraz określić kierunki dalszych badań w odniesieniu do prezentowanej problematyki.
Summary
Monitoring of damage to the drive unit in variable operating conditions of the aircraft MiG-29
The development is a synthetic attempt to determine the impact of the existing instruments to conduct analysis of the resulting damage of the actual availability of aircraft to accomplish air training and combat tasks. The complexity and multifaceted nature presented issues necessitated the need to present with the aircraft, registration systems, and the internal diagnostics, for damage to the drive unit. The data collected have allowed to develop final conclusions and to determine the directions of further research in relation to the presented issues.
1. Wprowadzenie
Zapoczątkowany u progu XX wieku rozwój techniki związany z eksploracją przestrzeni powietrznej a następnie kosmicznej sprawił, że rodzaj ludzki stanął przed koniecznością sprostania zupełnie nowym wymaganiom. W ślad za wymaganiami pojawiły się niewyobrażalne wcześniej możliwości, związane z właściwym wykorzystaniem eksploatowanej przestrzeni powietrznej. To z kolei nie byłoby możliwe bez wyprodukowania maszyn umożliwiających wykonywanie lotów. Niezwykle burzliwy ich rozwój na przestrzeni ubiegłego stulecia doprowadził do powstania zupełnie nowych warunków podróżowania, prowadzenia interesów, czy też prowadzenia polityki. Podstawowym warunkiem sprawnego i szybkiego przemieszczania się bądź wykonywania w powietrzu zadań o innym charakterze jest posiadanie statku powietrznego o odpowiednich charakterystykach aerodynamicznych, wyposażonego w efektywny i niezawodny zespół napędowy.
Zespół napędowy współczesnego samolotu to niezwykle skomplikowana konstrukcja, pracująca w zmiennych warunkach środowiskowych. Dotyczy to w szczególności samolotów bojowych o napędzie odrzutowym. Tego typu statki powietrzne są z założenia drogie w eksploatacji i wymaga się od nich ciągłej dostępności do wykonywania zadań w powietrzu.
Treścią niniejszej rozprawy jest stwierdzenie, czy właściwie prowadzone monitorowanie uszkodzeń zespołu napędowego może w konsekwencji doprowadzić do zmniejszenia częstości ich występowania, a zatem do zwiększenia dostępności statków powietrznych do realizacji zadań.
Pod pojęciem monitorowania uszkodzeń należy rozumieć szereg aspektów wpływających na możliwość ich powstawania oraz sposobów i środków umożliwiających prowadzenie bieżącego bądź profilaktycznego monitoringu.
Aby w pełni uświadomić sobie złożoność prezentowanej problematyki trzeba zdać sobie sprawę z tego, że eksploatacja każdego typu statku powietrznego odbywa się zgodnie z postępem procesu obsługowego, który z reguły jest określany przez producenta. To ten proces reguluje częstotliwość i zakres prowadzenia obsług bieżących, okresowych i specjalnych a także remontów oraz przeglądów wynikających z wprowadzanych biuletynów eksploatacyjnych. W zależności od przyjętej bądź stosowanej polityki eksploatacyjnej statki powietrzne mogą być eksploatowane według resursu lub według stanu technicznego. Z ekonomicznego punktu
widzenia eksploatacja według stanu technicznego jest procesem bardziej zasadnym i racjonalnym.
Samoloty a w tym ich zespoły napędowe są eksploatowane na ziemi i w powietrzu. Eksploatacja na ziemi wymaga stosowania szeregu czynności realizowanych cyklicznie, których celem jest zminimalizowanie skutków ewentualnych uszkodzeń silników spowodowanych zassaniem ciał obcych (FOD – Foreign Object Damage).
Rys. 1. Przyczyny i skutki uszkodzeń wirników
Rys. 2. FOD na lotnisku i jego skutki
Rys. 3. Zapobieganie zasysaniom ciał obcych przez silniki lotnicze
Na rysunkach od 1 do 3 przedstawiono przykładowe przyczyny uszkodzeń, skutki oraz sposoby ich zapobiegania. W każdym etapie lotu, od początku rozbiegu do zakończenia dobiegu samolot może zderzyć się z ptakami. Jest to element, który również generuje konieczność stosowania norm i procedur ograniczających możliwości zderzenia się z ptakami. Tego typu zdarzenia są szczególnie niebezpieczne dla silników lotniczych. Najbardziej znanym przykładem, który obrazuje jak bardzo niebezpieczne mogą okazać się zderzenia z ptakami było zdarzenie, do którego doszło na salonie lotniczym w Le Borguet we Francji w czerwcu 1989r. W czasie wykonywania pokazu na samolocie MiG-29 w locie na małej wysokości do wlotu jednego z silników wpadł ptak, co doprowadziło do jego zgaśnięcia i gwałtownego spadku siły ciągu w wyniku czego pilot zmuszony był opuścić samolot przez katapultowanie. Wylądował na spadochronie bez obrażeń pomimo, że katapultowanie nastąpiło poniżej wysokości bezpiecznej dla danej konfiguracji samolotu (wysokość 90 m na zniżaniu, przechylenie 900).
Rys. 4. Lądujący samolot wśród stada ptaków
Rys. 5. Efekt spotkania z ptakiem
Przykładowe skutki kolizji z ptakami przedstawiono na rysunkach 4 i 5. Podczas lotu w dzień pilot ma możliwość podjęcia próby uniknięcia zderzenia z ptakiem, zwłaszcza dużym ale w przypadku lotów nocnych jest to w zasadzie niemożliwe (ptaki z reguły latają nisko, ale zdarzały się zderzenia z nimi w nocy na wysokości 1500 m). Na lotniskach stosuje się różnego rodzaju zabiegi, których celem jest ograniczanie populacji ptaków w pobliżu lotnisk tj. stosowanie środków technicznych odstraszających ptaki, zatrudnianie sokolników, co oznacza wykorzystane ptaków drapieżnych do odstraszania innego ptactwa, koszenie trawy w odpowiednim czasie i na odpowiednią wysokość, co wpływa z kolei na zabezpieczenie się przed dziką zwierzyną, która mogłaby zalegać w trawie w pobliżu pasa startowego.
Zaprezentowane czynniki wpływające na występowanie uszkodzeń statków powietrznych (zespołów napędowych) generują konieczność kompleksowego spojrzenia na proces monitorowania tych uszkodzeń, ze szczególnym zwróceniem uwagi na wywołaną monitoringiem działalność profilaktyczną, której wynikiem powinno być zmniejszenie częstości ich występowania. To z kolei wpływa bezpośrednio na osiągane wyniki ekonomiczne w lotnictwie cywilnym oraz możliwość prowadzenia działań bojowych w czasie wojny i realizacji szkolenia w lotnictwie wojskowym.
Rozpoczęcie prac nad rozprawą podyktowane było chęcią znalezienia odpowiedzi na pytanie: czy funkcjonujący w Siłach Zbrojnych RP system monitorowania uszkodzeń zespołu napędowego w pełni wyzyskuje posiadany potencjał do profilaktycznego unikania uszkodzeń zespołu napędowego samolotu MiG – 29 w zmiennych warunkach jego działania? Przedmiot rozprawy stanowi niezwykle skomplikowaną i wieloaspektową materię, która wymaga dokonania analizy szerokiego spektrum zagadnień związanych z tematem pracy doktorskiej, który brzmi:
Monitorowanie uszkodzeń zespołu napędowego w zmiennych warunkach działania samolotu MiG – 29. Zamiarem autora nie było znalezienie złotego środka, bo taki dla tak skomplikowanej materii jaką jest samolot bojowy nie istnieje, ale określenie najbardziej pożądanego stanu wzajemnych relacji pomiędzy strategią eksploatacji samolotu/silnika, procedurami wykorzystania istniejących systemów rejestracji parametrów lotu oraz pokładowych systemów diagnostycznych.
Niniejsza rozprawa zawiera 11 rozdziałów, które przedstawiają się następująco:
Rozdział 1 - Wprowadzenie – zawiera zbiór informacji dających ogólny pogląd na przedstawiona w rozprawie tematykę.
Rozdział 2 – Budowa i ogólna charakterystyka samolotu MiG – 29 – w treści tego rozdziału zaprezentowane zostały ogólne informacje o samolocie, z uwzględnieniem jego charakterystyki aerodynamicznej oraz budowy i danych jego zasadniczych podzespołów.
Ten rozdział zawiera również informacje na temat roli samolotu MiG – 29 w lotnictwie Sił powietrznych RP i w połączonym systemie OP NATO (NATINAMDS).
Rozdział 3 – Budowa i charakterystyka zespołu napędowego samolotu MiG -29 – w treści zaprezentowano ogólne informacje na temat zespołu napędowego samolotu ze szczególnym uwzględnieniem silnika RD – 33, stanowiącego jego trzon, danych technicznych tego silnika oraz zasad jego eksploatacji. W rozdziale przedstawiono także analizę porównawczą silnika RD -33 z silnikami stanowiącymi napęd pozostały samolotów bojowych eksploatowanych w Siłach Powietrznych RP.
Rozdział 4 – Geneza, cel pracy oraz zadania szczegółowe.
Rozdział 5 – Charakterystyka stanów awaryjnych – przedstawia zagadnienia odnoszące się do pojmowania czym jest niesprawność kwalifikowana jako stan awaryjny, z uwzględnieniem metodyki usuwania niesprawności w odniesieniu do samolotu MiG – 29, zaprezentowanej na przykładach.
Rozdział 6 – Opis systemu rejestracyjnego samolotu – rozdział przedstawia zasady prowadzenia monitoringu powstających uszkodzeń oraz dysponowane do tego systemy rejestracji i deszyfracji parametrów lotu, z uwzględnieniem ich funkcji eksploatacyjnej i katastroficznej.
Rozdział 7 – Pokładowe systemy diagnostyczne i kontroli parametrów lotu – prezentuje systemy i urządzenia, które zwiększają świadomość sytuacyjną pilota, przekazując mu informacje wyświetlane w odpowiednich formatach i przekazywane głosowo, informujące o odstępstwach od nakazanych parametrów działania. W szczególnie niebezpiecznych sytuacjach wyświetlane są również zasady postępowania (czynności do wykonania przez załogę).
Rozdział 8 – Analiza zewnętrznych przyczyn awarii zespołu napędowego – w treści rozdziału przedstawione i omówione zostały przykłady uszkodzeń zespołu napędowego z podziałem na te, które zaistniały bądź mogą zaistnieć na ziemi i te, które z reguły zdarzają się w powietrzu.
Rozdział 9 – Podsumowanie – zaprezentowane wnioski systematyzujące pozyskaną w przedmiotowej problematyce wiedzę. Przedstawiono również schemat życiowy silnika RD -33, z uwzględnieniem wszystkich prowadzonych w cyklu jego eksploatacji obsług, remontów itp. Ponadto w treści rozdziału zawarto dane z Systemu Informatycznego wsparcia eksploatacji (SI SAMANTA), odnoszące się do problematyki związanej z eksploatacją silnika RD – 33.
Rozdział 10 – Wnioski końcowe.
Rozdział 11 – Kierunki dalszych badań – przedstawia potencjalne kierunki rozwoju działalności badawczo – naukowej, której celem byłoby poprawienie poziomu bezpieczeństwa lotów przy jednoczesnym zwiększeniu dostępności silników RD -33, przy zachowaniu pełnego ich cyklu życiowego.
2. Budowa i ogólna charakterystyka samolotu MiG-29
2.1. Wprowadzenie
Samolot myśliwski MiG-29 przeznaczony jest do zwalczania samolotów przeciwnika w walkach powietrznych, utrzymywania przewagi w powietrzu, osłony wojsk własnych przed uderzeniami lotnictwa przeciwnika oraz do zwalczania jego samolotów rozpoznawczych.
Dodatkowo samolot może również zwalczać cele naziemne i nawodne oraz prowadzić rozpoznanie powietrzne.
Wyposażenie samolotu umożliwia wykonywanie zadań praktycznie w dowolnych warunkach atmosferycznych w dzień i w nocy oraz wykonywanie zajścia do lądowania na zakresie automatycznym i dyrektywnym. Samolot pod względem aerodynamicznym zbudowany jest według integralnego układu z kadłubem nośnym oraz skrzydłem trapezowym, ze średnim kątem skosu.
W skład zespołu napędowego wchodzą dwa silniki RD-33. Ciąg stoiskowy każdego silnika wynosi:
• 81,38 kN – na zakresie pełnego dopalania,
• 54,91 kN – na zakresie minimalnego dopalania,
• 49,42 kN – na zakresie maksymalnym,
• 1,7 kN – na zakresie minimalnym.
Silniki RD-33 są rozsunięte względem płaszczyzny symetrii samolotu. Prostokątne dyfuzory wlotowe znajdują się pod napływami kadłuba. Oprócz dyfuzorów wlotowych samolot wyposażony jest w górne wloty powietrza wykorzystywane do kołowania, rozbiegu do prędkości 108 kts oraz dobiegu po zmniejszenia się prędkości do 108 kts. Górne wloty powietrza zapobiegają uszkodzeniom silników przez ciała obce (FOD – Foreign Object Damage). Wysokie położenie kabiny bezpośrednio za przednią częścią samolotu (odchyloną w dół od osi podłużnej samolotu) zapewnia dobrą widoczność, niezbędną w czasie manewrowej walki powietrznej oraz przy zajściu do lądowania. Samolot wyposażony jest w podwójne usterzenie pionowe, różnicowo wychylany statecznik poziomy, podwozie o trzech goleniach oraz hamulce aerodynamiczne typu pływającego. Układ aerodynamiczny samolotu oraz wychylane w czasie wykonywania manewrów klapy przednie w połączeniu z dużym ciągiem zespołu napędowego zapewniają wysokie charakterystyki manewrowe w szerokim zakresie kątów natarcia, prędkości i wysokości lotu. Automatyka zastosowana w układzie sterowania samolotem (SOS, układ tłumienia, ARU, APUS itp.) umożliwia wykorzystywanie możliwości manewrowych samolotu, zapobiegając wejściu na zakres przeciągnięcia. Zbiorniki paliwa znajdują się w kadłubie samolotu i w skrzydłach. Do większości misji wykorzystywany jest również zbiornik dodatkowy, który jest podwieszany między gondolami silników. Do podwieszania uzbrojenia wykorzystuje się sześć podskrzydłowych węzłów podwieszeń, a działko pokładowe znajduje się w lewym napływie skrzydła.
Samolot wyposażony jest w system automatycznego (półautomatycznego) sterowania SAU-451- 03, który umożliwia automatyczne i dyrektywne sterowanie samolotem oraz utrzymanie
nakazanych warunków lotu (szczególnie przy dużych kątach natarcia). Automatyczna kontrola działania instalacji i agregatów podczas lotu oraz informowanie pilota o uszkodzeniu (niesprawności) kontrolowanych urządzeń i agregatów zapewniona jest przez układ kontroli i uprzedzania o uszkodzeniach „EKRAN”. Samolot wyposażony jest w informator głosowy, który informuje pilota i naziemne stanowiska kontroli ruchu lotniczego o awaryjnych sytuacjach w czasie lotu.
Podstawowe dane samolotu Podstawowe dane geometryczne:
Długość samolotu z wysięgnikiem OCP 17,32 m.
Wysokość samolotu bez ugiętych amortyzatorów 4,73 m.
Rozstaw kół 3,10 m.
Podłużna baza podwozia (odległość między osiami
obrotu kół podwozia głównego i kół przednich 3,645 m.
Skrzydło:
Powierzchnia 38,06 m2.
Rozpiętość: 11,36 m.
Średnia cięciwa aerodynamiczna 3,768 m.
Wydłużenie 3,39.
Przewężenie 4,15.
Kąt wzniosu -30.
Kąt skosu 420.
Powierzchnia napływu 4,71 m2.
Kąt skosu napływu 730 30’.
Klapy przednie:
Powierzchnia 2,35 m2.
Cięciwa 12%.
Kąt wychylenia w dół 200.
Klapy zaskrzydłowe:
Powierzchnia 2,84 m2.
Rozpiętość 1,93 m.
Kąt wychylenia 250.
Lotki
Powierzchnia 1,45 m2.
Maksymalny kąt wychylenia od położenia neutralnego 200.
Neutralne położenie lotek (drążek sterowy w neutrum) 50(do góry)
Statecznik poziomy
Powierzchnia 7,05 m2.
Rozpiętość 7,78 m.
Średnia cięciwa aerodynamiczna 1,807 m.
Wydłużenie 2,65.
Przewężenie 2,34.
Kąt wzniosu -3,50.
Stateczniki pionowe
Powierzchnia 10,1 m2.
Średnia cięciwa aerodynamiczna 2,208 m.
Wydłużenie 1,44.
Przewężenie 5,0.
Powierzchnia sterów kierunku 1,25 m2. Kąt skosu krawędzi natarcia 47,50. Maksymalny kąt wychylenia sterów kierunku ±250. Kadłub
Długość bez wysięgnika OCP 14,88 m.
Powierzchnia hamulców aerodynamicznych:
górnego 0,75 m2.
dolnego 0,55 m2.
Maksymalny kąt wychylenia hamulców aerodynamicznych:
górnego 560.
dolnego 600.
Kąt postojowy:
bez ugiętych amortyzatorów 20 40’.
przy całkowicie ugiętych amortyzatorach 10 30’.
Maksymalny kąt podniesienia przedniej części kadłuba samolotu, przy którym następuje zetknięcie się tylnej części kadłuba z płaszczyzną lotniska:
bez ugiętych amortyzatorów 150.
przy całkowicie ugiętych amortyzatorach 9,50.
Podstawowe dane masowe
Masa samolotu bez paliwa, oleju i innych płynów 10 900 kg.
Masa samolotu do startu bez podwieszeń z
nabojami do działka 14 375 kg.
Obliczeniowa masa samolotu do lądowania 12 900 kg.
Normalna masa samolotu do lądowania 14 200 kg.
Maksymalna masa samolotu do lądowania (liczba lądowań
z masą 14 200-15 760 kg nie powinna przekraczać 3%
ogólnej liczby lądowań) 15 760 kg.
Zapas paliwa (przy gęstości 0.786 kg/l):
W zbiornikach wewnętrznych 3300 kg.
W zbiorniku podwieszanym 1175 kg.
Eksploatacyjna pojemność wewnętrznych
zbiorników paliwa 4300 dm3.
Zużywana pojemność wewnętrznych
zbiorników paliwa 4200 dm3.
Podstawowe dane aerodynamiczne
Ciąg przypadający na jednostkę masy samolotu 1,14.
Maksymalna prędkość lotu 810 KIAS.
Maksymalna liczba Ma 2,35.
Pułap praktyczny 56 000 ft.
Maksymalne przeciążenie użytkowe 9,0.
2.2. Układ aerodynamiczny samolotu 2.2.1. Układ ogólny samolotu
Układ aerodynamiczny samolotu MiG-29 określa kształt i wymiary jego poszczególnych elementów oraz ich wzajemne położenie, które jest determinantem właściwych charakterystyk aerodynamicznych. Najważniejszą właściwością samolotu jest zastosowanie układu aerodynamicznego, w którym cała powierzchnia samolotu wytwarza siłę nośną. Konstrukcja samolotu składa się z:
Wydłużonego kadłuba nośnego z ukształtowanym odpowiednio średniopłatem i napływami skośnymi;
Trapezowego skrzydła skośnego o wysokiej mechanizacji w układzie grzbietopłatu.
Skrzydło wyposażone jest w klapy przednie, wychylane automatycznie w czasie wykonywania manewrów z dużymi kątami natarcia, jak również podczas startu i lądowania. Od strony krawędzi spływu skrzydło wyposażone jest w klapy zaskrzydłowe typu pływającego;
Dwóch podskrzydłowych, regulowanych, prostokątnych dyfuzorów wlotowych z zewnętrznym sprężaniem naddźwiękowego strumienia powietrza, które zapewniają doprowadzenie powietrza do dwóch dwuprzepływowych silników RD-33 w oddzielnych gondolach;
Wychylanego różnicowo statecznika poziomego, z wyłączeniem wychylania różnicowego po wychyleniu klap przednich;
Hamulców aerodynamicznych typu pływającego;
Podwójnego statecznika pionowego o dużym wydłużeniu.
Pod względem eksploatacyjnym płatowiec samolotu dzieli się na kadłub, konsole skrzydła oraz usterzenie poziome i pionowe.
2.2.2. Kadłub
Kadłub samolotu jest odpowiednio ukształtowanym średniopłatem z kabiną pilota znajdującą się na nim oraz napływami bocznymi. Zastosowanie napływów bocznych na kadłubie znacząco podniosło właściwości nośne całego płatowca, dzięki czemu konstruktorom udało się uzyskać duży współczynnik siły nośnej i dużą doskonałość, szczególnie przy wykonywaniu manewrów z prędkością poddźwiękową. Napływy boczne w przedniej części kadłuba tworzą dodatkowe powierzchnie nośne. Można je rozpatrywać jako skrzydło o małym wydłużeniu i dużym kącie skosu (730 30’).
Istotną rolę w zmniejszeniu oporu czołowego samolotu ma kształt przedniej części kadłuba. Jest ona zaostrzona, co powoduje zmniejszenie oporu falowego samolotu przy prędkościach naddźwiękowych. Oś przedniej części kadłuba jest odchylona w dół względem osi poziomej samolotu. Polepszona jest w ten sposób widoczność (w dół do 140) z kabiny pilota, co jest szczególnie istotne w manewrowej walce powietrznej i przy lądowaniu. Przednia część kadłuba zakończona jest wysięgnikiem głównego OCP (Odbiornik Ciśnień Powietrza) z wytwarzaczem zawirowań. Awaryjny OCP zamontowany jest na wsporniku z prawej strony względem kabiny pilota. Na przedniej części kadłuba z lewej i prawej strony, przed napływami umieszczone są dajniki kąta natarcia. Pod napływami, w oddzielnych gondolach, znajdują się dwa prostokątne dyfuzory wlotowe z regulowanymi klinami. Takie położenie dyfuzorów powoduje, że zmiana ich charakterystyk przy zmniejszaniu lub zwiększaniu kąta natarcia jest mniejsza. Jest to uwarunkowane ekranującym oddziaływaniem skrzydła. W czasie kołowania, startu i lądowania (do prędkości 108 KIAS/200 km/h) powietrze do silników doprowadzane jest przez górne wloty powietrza. Kliny dyfuzorów są w położeniu zamkniętym, co zapobiega zasysaniu ciał obcych z nawierzchni roboczych do silników. Dwa dwuprzepływowe silniki turboodrzutowe RD-33 umieszczone są w dolnej ogonowej części płatowca. Takie rozmieszczenie silników i dyfuzorów wlotowych pozwala zaliczyć samolot pod względem konstrukcyjnym do grzbietopłatów. W części ogonowej kadłuba, na jego górnej i dolnej powierzchni, w płaszczyźnie symetrii samolotu znajdują się dwa hamulce aerodynamiczne typu
pływającego. Maksymalny kąt wychylenia górnego hamulca aerodynamicznego wynosi 560, a dolnego 600. Przy prędkości poddźwiękowej ich wychylenie praktycznie nie zmienia wyrównoważenia samolotu. Między górnym a dolnym hamulcem aerodynamicznym umieszczony jest zasobnik spadochronu hamującego. W części ogonowej umiejscowione są dwa stateczniki pionowe. Pomiędzy gondolami silników umieszczono węzeł mocowania zbiornika podwieszanego o pojemności 1520 litrów.
2.2.3. Skrzydło
Trapezowe skrzydło w rzucie pionowym stanowi przedłużenie kadłuba samolotu. Na końcówkach konsoli skrzydła znajdują się lotki. Przy neutralnym położeniu drążka sterowego lotki wychylone są o 50 w górę względem płaszczyzny skrzydła. Na krawędzi spływu lotek, wzdłuż całej ich rozpiętości, umieszczona jest płytka o szerokości 25 mm, wychylona o 100 w dół względem płaszczyzny cięciwy lotek. Jej zadaniem jest zmniejszenie momentu zawiasowego.
Na prawej i lewej konsoli skrzydła znajdują się jednoszczelinowe klapy zaskrzydłowe typu pływającego, wychylane w dół o kąt 250 podczas startu i lądowania. Na krawędzi natarcia skrzydła zamocowane są wychylane w dół klapy przednie. Polepszają one charakterystyki manewrowe samolotu oraz zapobiegają powstawaniu drgań aerodynamicznych. Klapy przednie wychylają się automatycznie na sygnał wypuszczenia podwozia, natomiast podczas lotu (przy schowanym podwoziu) – na sygnał SOS (system zapobiegania przeciągnięciu). Pilot może wychylić klapy przednie jednocześnie z wychyleniem klap zaskrzydłowych poprzez naciśnięcie przycisku wychylania klap. W czasie wykonywania manewrów przy liczbach Ma ≤ 0,8 i kącie natarcia 90 lub większym klapy przednie wychylają się automatycznie o kąt 200. Klapy zaskrzydłowe są wówczas schowane. Na dolnej powierzchni każdej konsoli skrzydła znajdują się trzy węzły podwieszania uzbrojenia.
Charakterystyki skrzydła
Skrzydło samolotu ma średni kąt skosu, średnie wydłużenie, małą względną grubość profilu z przestrzenną deformacją środkowej powierzchni (zmiana krzywizny wzdłuż rozpiętości skrzydła). Duży wpływ na właściwości nośne samolotu, szczególnie na dużych kątach natarcia mają napływy. Oderwanie strug powietrza z napływów następuje na znacznie większych kątach natarcia niż na konsolach skrzydła. Związane jest to z przepływem powietrza z dolnej powierzchni na górną poprzez skośne krawędzie natarcia. W wyniku tego zmniejsza się gradient rozkładu ciśnienia na górnej powierzchni skrzydła przy danym kącie natarcia. Przepływ powietrza z dolnej powierzchni na górną na krawędzi natarcia prowadzi do powstawania zawirowań, których intensywność rośnie ze wzrostem kąta natarcia. Powstałe w ten sposób zawirowania zapobiegają spływaniu strumienia powietrza wzdłuż skrzydła do jego końcówek, co
opóźnia oderwanie strumienia powietrza na dużych kątach natarcia. Zastosowanie napływów znacząco zwiększa dopuszczalny kąt natarcia samolotu. Klapy przednie wychylają się automatycznie w czasie manewrowania, przy prędkościach poddźwiękowych i kątach natarcia powyżej 90 zapewniając opływ skrzydła bez odrywania strumieni powietrza przy dużych kątach natarcia. Powoduje to polepszenie właściwości nośnych skrzydła i zwiększenie doskonałości samolotu. Po wychyleniu klap przednich zmienia się opływ skrzydła oraz usterzenia pionowego, co zwiększa stateczność statyczną samolotu na dużych kątach natarcia. Wychylenie klap przednich praktycznie likwiduje drgania aerodynamiczne i odrywanie strug powietrza.
Charakterystyczną cechą układu integralnego płatowca jest wpływ sprężystości konstrukcji na charakterystyki aerodynamiczne samolotu. W efekcie stateczność i sterowność ulegają znacznym zmianom przy zmianie prędkości i wysokości lotu.
2.2.4. Usterzenie ogonowe
Usterzenie ogonowe samolotu składa się z podwójnego statecznika pionowego wraz ze sterem kierunku oraz ruchomego statecznika poziomego znajdującego się w pobliżu cięciwy skrzydła. Takie położenie statecznika poziomego powoduje znaczną nieliniowość charakterystyk podłużnej stateczności samolotu. Statecznik poziomy ma kształt trapezu z dużym kątem skosu krawędzi natarcia (500), o małym wydłużeniu (2,65) i małej grubości względnej profilu. Kąt wzniosu wynosi minus 3,50, oś obrotu statecznika znajduje się pod kątem 450 w stosunku do osi podłużnej samolotu na 31% ŚCA statecznika poziomego. Wobec powyższego przy prędkościach poddźwiękowych statecznik poziomy jest przekompensowany aerodynamicznie (środek parcia znajduje się przed osią obrotu), natomiast przy prędkościach naddźwiękowych ma normalną kompensację. Dzięki temu zmniejszyło się ramię między osią obrotu a punktem przyłożenia sił aerodynamicznych podczas lotu z prędkością naddźwiękową, a tym samym zmniejszył się moment przegubowy statecznika poziomego oraz potrzebna moc wzmacniaczy hydraulicznych.
W czasie wychylania statecznika poziomego przy prędkościach poddźwiękowych wzmacniacze hydrauliczne przeciwdziałają wychyleniu, ponieważ siły aerodynamiczne działające na statecznik poziomy dążą do wychylenia w skrajne położenie. Przy prędkościach naddźwiękowych siły aerodynamiczne przeciwdziałają wychyleniu statecznika poziomego a wzmacniacze hydrauliczne wykorzystywane są do pokonania powstałego momentu przegubowego. Zastosowane na samolocie MiG-29 wzmacniacze hydrauliczne, pracujące w układzie nieodwracalnym, likwidują zmianę znaku siły sterującej i umożliwiają pilotowi bezpośrednie sterowanie we wszystkich warunkach lotu. Sterowany statecznik poziomy wykorzystywany jest do sterowania podłużnego, kiedy obie połówki statecznika wychylają się w tę samą stronę, natomiast przy sterowaniu względem osi podłużnej wychylają się w przeciwne strony (różnicowo). Przy podłużnym sterowaniu samolotem obie połówki statecznika poziomego wychylają się o kąt od + 150 (krawędzią natarcia w górę) do minus 350 (krawędź natarcia w dół), przy czym kąt mierzy się w płaszczyźnie prostopadłej do osi obrotu. Różnicowe wychylanie statecznika poziomego ma na celu zwiększenie kątowej prędkości przechylenia na dużych prędkościach lotu (powyżej 540
KIAS), na małej i średniej wysokości lotu, kiedy efektywność lotek znacznie się zmniejsza w rezultacie wpływu małej sztywności konstrukcji i zmniejszenia rozporządzalnej mocy wzmacniaczy hydraulicznych wychylania lotek (ze względu na duże momenty przegubowe). Po wychyleniu drążka sterowego w lewą lub prawą stronę (lotki oraz różnicowo statecznik poziomy) wraz z powstaniem momentu przechylenia pojawia się moment myszkujący. Przy małym kącie natarcia i wychylenia drążka sterowego w lewo lub prawo, moment myszkujący powstały pod wpływem wychylenia elementów sterowania poprzecznego sprzyja zwiększeniu kątowej prędkości przechylenia. Przy kącie natarcia powyżej 18-200 zmniejsza się kątowa prędkość przechylenia. W związku z tym na samolocie zastosowano automatyczne wyłączanie różnicowego wychylania statecznika poziomego po wychyleniu klap przednich.
Usterzenie pionowe samolotu tworzy podwójny statecznik pionowy ze sterem kierunku umiejscowiony po bokach tylnej części kadłuba. Podwójny statecznik pionowy o stosunkowo dużej powierzchni (10,1 m2) oraz wydłużeniu 1,44 odchylony jest od płaszczyzny pionowej o 60. Zapewnia wystarczającą stateczność kierunkową w całym użytkowym zakresie prędkości lotu.
Wychylenie klap przednich na dużych kątach natarcia polepsza opływ stateczników pionowych, dzięki czemu zachowują one zadowalającą efektywność do kątów natarcia 30-350.
2.3. Rola samolotu MiG-29 w strukturze Sił Zbrojnych RP
Lekki samolot myśliwski MiG - 29 jest platformą bojową specjalizowaną do wykonywania zadań charakterystycznych dla lotnictwa myśliwskiego tj. prowadzenia działań w relacji powietrze-powietrze. Ponadto, ten typ statku powietrznego może dodatkowo realizować zadania w relacji powietrze-ziemia oraz rozpoznanie powietrzne. W zakresie przygotowania personelu latającego do realizacji zadań, samolot przeznaczony jest do szkolenia i treningu personelu latającego, w dzień i w nocy, wg procedur wykonywania lotów z widzialnością (VFR) i przyrządowo (IFR). Szkolenie i trening personelu latającego prowadzone jest w zakresie:
startu, lądowania, pilotowania i nawigowania samolotu w całym użytkowym zakresie prędkości i wysokości lotu;
zastosowania radiolokacyjnego kompleksu celowniczego w czasie przechwytywania celów powietrznych;
prowadzenia manewrowej walki powietrznej na małych odległościach, z użyciem pocisków rakietowych bliskiego zasięgu i działka;
zwalczania celów naziemnych (nawodnych) za pomocą uzbrojenia dedykowanego dla samolotu.
Zgodnie z przyjętymi w programach szkolenia zasadami samoloty MiG – 29 wykonują typowe zadania zgodnie z typologią działań Sił Powietrznych NATO. Do podstawowych z nich zaliczamy:
TI (Tactical Interception) – przechwycenie, które może być realizowane w układzie 1v1, 1v2, 2v2;
BFM (Basic Fighter Manouvers) – walka powietrzna, może być realizowana jako pojedyncza 1v1 albo grupowa;
ACT (Air Combat Training) – taktyczne zastosowanie bojowe samolotów myśliwskich.
Samoloty MiG – 29 realizują następujące zadania zgodnie ze standardami NATO:
CAO (Counter Air Operations) – działania przeciwko zasobom powietrznym przeciwnika, w których można wyszczególnić OCA (Offensive Counter Air) – działania ofensywne przeciw zasobom powietrznym przeciwnika oraz DCA (Defensive Counter Air) – działania defensywne czyli inaczej obrona powietrzna.
ASFAO (Anti Surface Forces Air Operations) – zwalczanie celów powierzchniowych.
AIR POLICING – obrona granic powietrznych państwa/sojuszu.
Pierwszoplanowym zadaniem jednostek lotniczych eksploatujących samoloty MiG – 29 jest wywiązywanie się z zobowiązań wynikających z naszego członkostwa w Sojuszu Północnoatlantyckim, polegające na stałym uczestnictwie w systemie dyżurowania obrony powietrznej NATO-NATINAMDS (NATO Integrated Air and Missile Defence System ).
Jednostki te są w pełni przygotowane do współdziałania z Siłami Powietrznymi NATO, co potwierdza realizowana dotychczas sześciokrotnie misja sojuszniczego nadzoru przestrzeni powietrznej państw bałtyckich w ramach Polskiego Kontyngentu Wojskowego „ORLIK”.
Wstąpienie Polski do NATO wygenerowało konieczność uzyskania kompatybilności i interoperacyjności zarówno w odniesieniu do sprzętu latającego jak i systemów oraz zasad prowadzenia działań. Na rysunku 6 przedstawiono asystę MiG – 29 podczas lotu samolotu E-3A AWACS.
Rys. 6. MiG – 29 i samolot E-3A AWACS
Podstawowe misje jednostek lotnictwa taktycznego wynikają z ich miejsca w strukturach narodowych, jak również z zobowiązań sojuszniczych NATO. Należą do nich :
Zapewnienie bezpieczeństwa w czasie pokoju :
– monitorowanie i ochrona przestrzeni powietrznej oraz wspieranie ochrony granicy lądowej oraz wód terytorialnych,
– prowadzenie działalności rozpoznawczej,
– prowadzenie współpracy wojskowej w zakresie rozwoju i stosowania środków budowy zaufania i bezpieczeństwa w bezpośrednim sąsiedztwie Polski i na świecie,
– implementacja porozumień i postanowień rozbrojeniowych,
– wspieranie władz państwowych oraz administracji publicznej w reagowaniu na zagrożenia nie militarne głównie klęski żywiołowe i katastrofy,
– prowadzenie działań poszukiwawczo-ratowniczych.
Wspieranie procesu stabilizacji i operacji humanitarnych:
– udział w operacjach utrzymania pokoju prowadzonych przez NATO, UE i ONZ oraz wynikających z porozumień międzynarodowych,
– wspieranie operacji humanitarnych przeprowadzonych przez organizacje międzynarodowe, rządowe i inne.
Misje zapobiegania konfliktom lokalnym i regionalnym oraz udział w ich rozwiązywaniu:
– obrona terytorium kraju,
– udział w likwidacji konfliktu lokalnego lub regionalnego na obszarze NATO,
– udział w likwidacji konfliktu lokalnego lub regionalnego poza obszarem odpowiedzialności NATO.
Misje udziału w działaniach antyterrorystycznych:
– prowadzenie działań prewencyjnych, – obrona przed atakami terrorystycznymi, – udział w czynnym zwalczaniu terroryzmu,
– udział w likwidacji skutków działań terrorystycznych.
Misja odparcia ataku strategicznego:
– udział w strategicznej operacji obronnej RP,
– udział w operacji obronnej poza obszarem kraju, odpowiednio do zobowiązań sojuszniczych i koalicyjnych.
Jednostki lotnicze wyposażone w samoloty MiG - 29 przeznaczone są do zwalczania środków napadu powietrznego. W ramach tych przedsięwzięć, zgodnie z aktualną doktryną Sił Powietrznych NATO, działają w zintegrowanym systemie obrony powietrznej oraz w narodowym systemie obronności, jako jednostka lotnictwa myśliwskiego – wspólnie z innymi komponentami sił zbrojnych biorąc udział w realizacji trzech rodzajów zadań stawianych Siłom Zbrojnym, tj:
Zadań obronnych podczas wojny :
– osłona powietrzna przydzielonych rejonów,
– zwalczanie Środków Napadu Powietrznego przeciwnika poza zasięgiem oddziaływania przeciwlotniczych zestawów rakietowych,
– osłona skrzydeł lub czasowe uzupełnienie luk pomiędzy rejonami działania wojsk rakietowych,
– tworzenie rejonów skupienia wysiłku poprzez wzmocnienie jednostek wojsk rakietowych w określonym miejscu i czasie,
– osłona własnych operacji powietrznych, lądowych i morskich.
Zadań prewencyjnych i stabilizacyjnych podczas pokoju:
– obrona nienaruszalności przestrzeni powietrznej w okresie pokoju (Air Policing), jest to najbardziej powszechne zadanie, które jest realizowane przez lotnictwo myśliwskie, – kontrola ruchu lotniczego w polskiej przestrzeni powietrznej,
– szkolenie bojowe podległego personelu.
Zadań reagowania kryzysowego.
Jednostka lotnicza, działając jako element, zadaniowych sił cywilno - wojskowych lub też wykonując działania samodzielnie, spełnia bardzo ważną rolę niemal w każdym konflikcie czy też w operacjach militarnych prowadzonych od zakończenia „zimnej wojny”. Doświadczenia te
wskazują, że oprócz tradycyjnych
zastosowań militarnych i zadań operacyjnych lotnictwo wykorzystywane jest coraz częściej do zadań wykraczających poza ugruntowane ustalenia doktrynalne powstałe w czasie
„zimnej wojny”. Początek XXI wieku, to wyznaczenie nowych zadań operacyjnego użycia lotnictwa, m.in. wymuszenie respektowania stref zakazu lotów, wsparcie sił pokojowych, zwiększenie zaangażowania w operacjach ewakuacyjnych osób niewalczących, zwalczanie zorganizowanej przestępczości i co wydaje się najistotniejsze, aktywne zwalczanie terroryzmu, zwłaszcza powietrznego
Wydzielone jednostki Sił Powietrznych włączone są w system całodobowego nadzorowania przestrzeni powietrznej Paktu (patrz rysunek 7), NATINAMDS (NATO Integrated Air and Missile Defece System – Zintegrowany System Obrony Powietrznej i przeciwrakietowej NATO).
Rys. 7. MiG – 29 i włoskie samoloty Eurofighter (Air Policing nad Litwą)
Zasadniczym sposobem działania Zintegrowanego Systemu Obrony Powietrznej NATO, jest Air Policing. Poszczególne państwa Sojuszu są zobowiązane do wydzielenia zasobów QRA(I) Quick Reaction Alert (Interceptor)- siły alarmowe szybkiego reagowania. Siły te są głównym elementem wyznaczonym do wykonywania misji Air Policing, jednocześnie są bardzo istotnym elementem polityki prowadzonym w celu odstraszania militarnego w Pakcie Północnoatlantyckim. Na obszarze naszego kraju zadanie to realizowane jest przez utrzymywanie w Siłach Powietrznych wydzielonych sił oraz środków w ramach dyżurów bojowych, obejmują one samoloty myśliwskie, stanowiska dowodzenia oraz środki rozpoznania radiolokacyjnego.
Siły te pełnią dyżury bojowe w ramach zintegrowanego systemu obrony powietrznej.
W takim systemie działają jednostki lotnictwa taktycznego, pełniące całodobowe dyżury bojowe w ramach systemu NATINAMDS. Do dyżuru wyznaczonych jest dwóch pilotów oraz personel techniczny, zabezpieczający przygotowanie samolotów do sprawnego startu oraz do szybkiego odtworzenia ich gotowości bojowej po wylądowaniu. Podstawowym sprzętem są samoloty typu MiG-29, samoloty te uzbrojone są w pociski rakietowe, komplet amunicji do działka oraz wyposażone w dodatkowe zbiorniki paliwa.
Piloci samolotów pełniący dyżury w ramach NATINAMDS przygotowani są do realizacji zadań, które obejmują głównie przechwytywanie obcych lub też zakwalifikowanych jako potencjalnie wrogie statki powietrzne (zalicza się do tej kategorii również statki powietrzne użyte do dokonania ataku terrorystycznego), dodatkowo przechwytywane są statki powietrzne naruszające ustalone warunki lotu. W ramach wykonywania tych zadań wykonywane są:
– wzrokowa identyfikacja (visual identification – interrogation) – działania, które podejmowane są jako próba zidentyfikowania przynależności państwowej samolotu – naruszyciela lub obserwacja zachowania się danego statku powietrznego;
– interwencja (intervention) – działania, które podejmowane są w celu zmuszenia do przyjęcia przez naruszyciela nakazanych warunków lotu. W tym celu zostały określone standardowe sygnały „wzrokowego dowodzenia”. Określone są one przez Międzynarodową Organizację Lotnictwa Cywilnego (International Civil Aviation Organization – ICAO). Celem tych działań jest doprowadzenie do opuszczenia przez przechwytywany samolot kontrolowanej przez NATO przestrzeni powietrznej, ewentualnie zmuszenie go do wykonania lądowania na wskazanym przez samoloty przechwytujące lotnisku;
– atak (engagement) –stosuje się w sytuacji, gdy wcześniej podjęte środki nie dają pożądanych rezultatów. Wtedy uprawniona do tego osoba, zgodnie z obowiązującymi procedurami (Dyżurny Dowódca OP występuje do Ministra Obrony Narodowej o podjęcie decyzji zestrzelenia takiego statku powietrznego, jeśli Minister ON podejmuje taką decyzję przeprowadzona zostaje wzajemna identyfikacja według określonych kodów) podejmuje w takim przypadku decyzję o wykorzystaniu uzbrojenia przez parę dyżurną w stosunku do przechwytywanego statku powietrznego (naruszyciela);
– dodatkowo możliwe jest wykorzystanie sił dyżuru do wykonywania innych zadań, do których zaliczyć można np. eskorta samolotu VIP lub udzielanie pomocy statkom powietrznym będącym w niebezpieczeństwie.
Samoloty wraz z załogami wyznaczone do pełnienia dyżuru znajdują się w odpowiedniej gotowości do startu (Readiness State - RS). Zapewnia to odpowiedni czas reakcji na uaktywnienie zgodne z trzema następującymi kategoriami (sygnałami ) alarmowymi:
– Alpha Scramble (A) – jest to czynna misja realizowana w ramach systemu obrony powietrznej w celu obrony nienaruszalności przestrzeni powietrznej lub przeciwdziałania zagrożeniom terrorystycznym z powietrza, czy też pomoc udzielana statkom powietrznym w
niebezpieczeństwie. W przypadku samolotów wykonujących zadania określone jako Alpha są one traktowane w sposób priorytetowy w ruchu lotniczym. W przypadku ustania przyczyny ogłoszenia kategorii Alpha można zmienić ją na kategorię Tango.
– Tango Scramble(T) – jest zaplanowanym ćwiczeniem mającym na celu doskonalenie załóg w wykonywaniu zadań w systemie OP. Lot taki wykonuje się zgodnie z obowiązującymi zasadami ruchu lotniczego. Charakterystyczną cechą tego rodzaju misji jest to, iż o fakcie ogłoszenia alarmu strony nie są wcześniej informowane. Kontrolerom dyżurnym oraz jednostkom lotniczym wyznacza się cel zadań realizowanych w czasie lotu. W większości przypadków są to zadania praktycznego przechwytywania, rozpoznania, identyfikacji oraz trenowanie procedury nawiązania łączności i doprowadzenia statku powietrznego na wyznaczone lotnisko.
– Sierra (S) – jest to sygnał, który stosuje się w celu kontrolnych jak również szkoleniowych. Kontroli podlega czas reakcji sił dyżurnych. Podczas tego rodzaju sygnały wykonuje się wszystkie nakazane instrukcjami procedury do wykołowania samolotów włącznie, bez wykonania startu.
W przypadku, gdy po przeprowadzeniu próby identyfikacji przez środki elektroniczne oraz proceduralne, obiekt powietrzny zostaje „nierozpoznany” lub zakwalifikowany do jednej z trzech kategorii „Renegade”, który może być użyty do dokonania ataku terrorystycznego, to wtedy zarządzany jest alarm. Kontroler dyżurny CAOC (Combined Air Operation Centre – Połączone Centrum Operacji Powietrznych), lub w przypadku ogłoszenia alarmu w systemie narodowym przez COP (Centrum Operacji Powietrznych), wydaje rozkaz oraz nadaje odpowiednią kategorię alarmu. Rozkaz ten przekazywany jest poprzez kontrolera samolotów myśliwskich FICO (Fighter Controller ) za pomocą środków łączności do ośrodka operacyjnego bazy lotniczej. W przypadku jednostki lotniczej sygnał taki trafia do kontrolera lotniska, który po otrzymaniu rozkazu ( Scramble Order), ogłasza alarm parze dyżurnej oraz jednocześnie uruchamia środki naziemnego zabezpieczenia lotów (radiolatarnie prowadzące, radiolokacyjny system bliskiej nawigacji, radiolokacyjny system lądowania, oświetlenie drogi startowej i dróg kołowania oraz innych niezbędnych do bezpiecznego wykonania zadania środków i systemów). Po otrzymaniu sygnału załogi dyżurne zajmują miejsca w kabinach i uruchamiają silniki oraz po dokonaniu sprawdzenia poszczególnych systemów wykonują start, przyjmując standardowe parametry dla lotu wykonywanego na przechwycenie. Po starcie
dowódca załogi nawiązuje łączność stanowiskiem dowodzenia, które przejmuje dowodzenie nad parą dyżurną, z reguły jest nim Punkt Naprowadzania, z którego podawane są skorygowane: kurs, wysokość i prędkość.
Podczas zbliżania do przechwytywanego obiektu, dowódca dyżurnej załogi przeprowadza próbę nawiązania z nim łączności radiowej na ustalonej międzynarodowej częstotliwości ratunkowej (121.5 lub 243.0 MHz). Polecenia te są traktowane priorytetowo i są nadrzędne nad poleceniami wydawanymi przez organy służb ruchu lotniczego. Jeżeli próby nawiązania łączności oraz identyfikacja elektroniczna nie przynoszą pozytywnego rezultatu samoloty przechwytujące przystępują do identyfikacji wzrokowej oraz przekazywania sygnałów
„wzrokowego dowodzenia”. Identyfikacja wzrokowa polega na określeniu: typu statku powietrznego, jego przynależności państwowej i odczytaniu znaków rejestracyjnych lub numerów burtowych, prędkości, wysokości lotu , kursu oraz jeśli jest to samolot wojskowy określenie czy posiada uzbrojenie. Podczas tej identyfikacji ważnym elementem jest określenie zachowania się naruszyciela. W czasie tej fazy lotu ważne jest dostosowanie parametrów lotu samolotów przechwytujących do przechwytywanego statku powietrznego czyli dostosowanie prędkości zarówno postępowej jak również pionowej oraz przechylenia. Ma to znaczenie zwłaszcza podczas przechwytywania dużych samolotów komunikacyjnych, które posiadają ograniczone możliwości manewrowe. W czasie interwencji jeden z samolotów przechwytujących zajmuje pozycję z przodu nieco wyżej z lewej lub z prawej strony, ma to na celu zaznaczenie swojej obecności, jak również wskazanie jakiego rodzaju manewry zobowiązany jest wykonywać statek powietrzny objęty interwencją. Manewry te podobnie jak w przypadku standardowych
komend są ustalone i zgodne
z międzynarodowymi przepisami. Jeśli na przekazywane polecenia brak jest reakcji ze strony przechwytywanego, jest on kwalifikowany do kategorii „Probable Renegade”- prawdopodobny, jednocześnie samoloty przechwytujące mogą oddać strzały ostrzegawcze przed samolotem przechwytywanym polegające na serii strzałów amunicją smugową z pokładowej broni. Decyzja odnośnie oddania strzałów ostrzegawczych leży w kompetencji Dyżurnego Dowódcy Obrony Powietrznej. Decyzja jest przekazywana dowódcy pary dyżurnej za pośrednictwem punktu naprowadzania. Dowódca załogi przed oddaniem serii ostrzegawczej jest zobowiązany do przeprowadzenia identyfikacji oraz potwierdzenia rozkazu. Jeżeli oddanie strzałów ostrzegawczych nadal nie daje rezultatu przechwytywany statek powietrzny jest sklasyfikowany
do kategorii „Confirmed Renegade”- potwierdzony, co daje podstawę Dyżurnemu Dowódcy OP o wystąpienie do Ministra MON o zestrzelenie takiego obiektu. Następuje wzajemna identyfikacja oraz potwierdzenie zgody na zestrzelenie. Po wykonaniu zadania, para dyżurna jest kierowana, w zależności od sytuacji, na macierzyste lub zapasowe lotnisko.
Zaprezentowane powyżej zasady wykorzystania samolotu MiG – 29 przedstawiają spektrum jego użycia w czasie pokoju i wojny zgodnie z zasadniczym przeznaczeniem. Mając na uwadze doskonałe właściwości aerodynamiczne jakie posiada ten typ statku powietrznego jest on bardzo dobrym samolotem do prezentowania w powietrzu możliwości pilotażowych. Stąd też często wykonywane loty na pokazy lotnicze do różnych miejsc na terenie Europy. Na wielu lotniskach wykorzystywanych do tego typu przedsięwzięć istnieje odmienne od naszego podejście do zasad i norm utrzymania nawierzchni lotniskowych, stąd często duże ryzyko uszkodzenia silników zassaniem ciał obcych. Każdorazowo przy przygotowywaniu takiego wylotu prowadzona jest dogłębna analiza możliwości zaistnienia tego typu zdarzeń, co prowadzi czasem do zmiany lotniska bazowania samolotu pokazowego, przez co nie może on brać udziału w wystawie statycznej na ziemi, a tylko i wyłącznie w pokazie w powietrzu ze startem i lądowaniem z innego lotniska. Dokonywanie tego typu analiz zmniejsza ryzyko uszkodzeń zespołów napędowych, wpływając jednocześnie na podniesienie poziomu bezpieczeństwa latania przy wykonywaniu tych zadań.
3. Budowa i charakterystyka zespołu napędowego samolotu MiG-29
Zespół napędowy samolotu bojowego stanowi silnik odrzutowy oraz szereg agregatów i urządzeń, których zadaniem jest zapewnienie ciągu niezbędnego do wykonania lotu oraz realizacji stawianych przed samolotem zadań, wynikających z jego przeznaczenia. Podstawowym elementem każdego zespołu napędowego jest silnik. Niezwykle dynamiczny rozwój lotnictwa sprawił, że już od lat pięćdziesiątych XX w. podstawowym silnikiem wykorzystywanym w samolotach bojowych jest turbinowy silnik odrzutowy. W początkowym okresie jego eksploatacji był to z reguły silnik jednowirnikowy, jednoprzepływowy a obecnie jest to zasadniczo silnik dwuwirnikowy dwuprzepływowy. Zastosowanie napędu odrzutowego było koniecznością w czasach dążenia do latania ciągle wyżej i szybciej.
Wybór silnika (zespołu napędowego) dla samolotu bojowego powinien być realizowany w oparciu o następujące charakterystyki i cechy:
charakterystyki obrotowe, a zwłaszcza prędkościowe i wysokościowe;
niezawodność i podatność eksploatacyjną;
odporność na uszkodzenia i zniszczenie;
ekonomiczność (koszty zakupu i eksploatacji oraz zużycie paliwa, od którego zależy przede wszystkim zasięg samolotu, a dla maszyny bojowej taktyczny promień działania, który jest wyznacznikiem przestrzennych możliwości bojowych).
Zaprojektowanie samolotu z silnikiem, który odpowiada wyspecyfikowanym charakterystykom oraz posiada pożądane cechy to tylko część drogi , którą mają do pokonania konstruktorzy z biur projektowych. Jest mianowicie jeszcze jeden problem, niezwykle istotny na etapie projektowania samolotu bojowego – czy ma on być samolotem jedno czy dwusilnikowym? Grupę szczególną, która nie będzie w tym opracowaniu rozpatrywana stanowią samoloty bombowe – z założenia wielosilnikowe. W ostatnim pięćdziesięcioleciu układy konstrukcyjne jedno i dwusilnikowe dla samolotów bojowych powstawały w ilościach porównywalnych. Część biur konstrukcyjnych preferuje konstrukcje dwusilnikowe np. Eurofighter, Sukchoj (Su-27, Su-30, Su-35), McDonell Douglas (F-18), Dassault (Rafale), a część jednosilnikowe np. SAAB (JAS-39 Gripen). Niektóre biura, jak Lockheed Martin budują samoloty w obu konfiguracjach (F-16, F-22). Argumenty o przydatności każdego z nich dostarczała eksploatacja w warunkach pokojowych, jak również wnioski z ich zastosowania w konfliktach zbrojnych. Pierwotnie wygenerowana bardzo negatywna opinia o jednosilnikowych zespołach napędowych miała swoją genezę w poziomie niezawodności samolotu Lockheed F-104 Starfighter, wyposażonego w silniki General Electric J79, gdzie współczynnik utracenia samolotów wynosił 27,2 na 100 tysięcy godzin nalotu (w tym 10 ze względu na silnik). Jednakże podczas konfliktu wietnamskiego samoloty dwusilnikowe, takie jak Douglas F-4 Phantom oraz Grumman A-6 były częściej strącane niż maszyny jednosilnikowe. Można mniemać, że było to swego rodzaju naturalną konsekwencją wielkości samolotu (łatwiejszy do trafienia cel) i rodzaju zadań przez te typy wykonywanych (loty na małych wysokościach – duże ryzyko trafienia nawet z broni strzeleckiej) [13].
Rys. 8. Obszary zastosowań silników turbinowych: 1 – silniki turbinowe śmigłowcowe i wspomagające; 2 – turbinowe silniki śmigłowe; 3 – jedno i dwuprzepływowe turbinowe silniki odrzutowe; 4 – dwuprzepływowe silniki odrzutowe z dopalaniem; 5 – jednoprzepływowe silniki
odrzutowe z dopalaniem; 6 – układy mieszane turbo-strumieniowe; 7 – hiperdźwiękowe silniki strumieniowe.
Na rysunku 8 pokazano obszar zastosowań silników turbinowych z ograniczeniami wytrzymałościowymi i aerodynamicznymi.
Tabela 1. Wykaz samolotów poddanych porównaniu
Dane MiG-29 F-16C Su-22
Masa pustego samolotu [kg] 10 900,0 8 250,0 10 667,0 Masa samolotu do startu
[kg]
14 375,0 12 474,0 12 161,0 Maks. masa samolotu do
startu [kg]
16 710,0 19 184,0 19 430,0 Powierzchnia nośna [m2] 38,056 27,87 38,49
Aktualnie w Siłach Powietrznych RP eksploatowane są trzy typy samolotów bojowych, tabela 1.
Są to: samolot wielozadaniowy F-16 (z silnikiem F100-PW-229), samolot myśliwski MiG-29 (z dwoma silnikami RD-33) i samolot myśliwsko-bombowy SU-22 (z silnikiem AŁ-21F-3).
Podstawowe parametry tych samolotów, istotne z punktu funkcjonowania zespołu napędowego przedstawione są w tabeli 1.
Zasadniczym celem niniejszego rozdziału jest przeprowadzenie analizy porównawczej silnika RD-33samolotu MiG-29 z silnikami pozostałych samolotów bojowych Sił Powietrznych RP.
Schemat ideowy silnika RD-33, z przebiegiem obliczonych, podstawowych parametrów gazodynamicznych (temperatury, ciśnienia i prędkości) przedstawia rysunek 9.
Rys. 9. Schemat dwuprzepływowego turbinowego silnika odrzutowego z naniesionym przebiegiem zmian podstawowych parametrów gazodynamicznych; 1 – wentylator; 2 – sprężarka
wysokiego ciśnienia; 3 – komora spalania; 4 – turbina wysokiego ciśnienia; 5 – turbina niskiego ciśnienia; 6 – dopalacz [13]
Porównanie wybranych parametrów silników RD-33, F100-PW-229 i AŁ-21F-3 przedstawione zostało w tabeli oraz rysunkach w dalszej części tekstu. Do podstawowych parametrów zostały zaliczone:
ciąg silnika z dopalaniem (Kdp) i bez dopalania (K);
masa jednostkowa (mj);
temperatura przed turbiną (𝑇3∗);
stopień dwuprzepływowości (𝑚̅).
Tabela 2. Charakterystyka silników odrzutowych poddanych porównaniom
Dane RD-33 F100-PW-229 AŁ-21F
Ciąg bez dopalania i z dopalaniem [kN] 2 × 50,0 2 × 82,0
79,2 129,4
76,5 109,8 Procentowy przyrost ciągu po włączeniu
dopalania [%]
64,0 63,4 43,5
Ciąg/masa pustego samolotu [kN/kg] 0,0092 0,0096 0,0072
Ciąg/masa startowa samolotu [kN/kg] 0,0070 0,0063 0,0063 Ciąg/masa maks. samolotu [kN/kg] 0,0060 0,0041 0,0039 Ciąg/pow. nośna samolotu [kN/m2] 2,63 2,84 1,99 Cj na zakresie startowym [kg/daN*h] 0,76 0,74 0,88 Cj na zakresie dopalania [kg/daN*h] 2,05 2,09 1,9 Masowe natężenie przepływu [kg/s] 2 × 77,0 120,0 104 Stopień podziału masowego natężenia
przepływu [–] 0,47 0,36 0
Spręż silnika < 22,0 32,0 14,6
Spręż wentylatora < 3,2 4 ---
Temperatura przed turbiną wysokiego
ciśnienia [K] 1530 1675 1385
Sprężarka osiowa osiowa osiowa
Liczba stopni sprężarki 4F+9S 3F+10S 14S
Komora spalania pierścieniowa pierścieniowa rurowo- pierścieniowa
Turbina 1 + 1 2 + 2 3
Masa [kg] 2 × 1 050 1696 1720
Prędkość obrotowa maks. sprężarki WC
[obr./min.] 15 539 13 450
8316 Prędkość obrotowa maks. sprężarki NC
[obr./min.] 11 000 10 400
W tabeli 2 zestawiono elementy składowe oraz parametry układów napędowych analizowanych samolotów. Z wyników analizy tych parametrów wynika, że pojedynczy silnik RD-33 ustępuje pod względem uzyskiwanej siły ciągu dwóm pozostałym silnikom. Tutaj ujawniają się podstawowe zalety dwusilnikowego zespołu napędowego w jaki wyposażony jest samolot MiG- 29. Dwa silniki zapewniają mu bardzo dobre parametry dynamiczne (nadmiar ciągu) i zdwojoną zdolność przetrwania dzięki napędowi. Silnik F100-PW-229 osiąga większą wartość siły ciągu, co wynika bezpośrednio z większej wartości temperatury przed turbiną (𝑇3∗=1675K) i masowego natężenia przepływu (𝑚̇ ≈ 120𝑘𝑔
𝑠), przy wartości 𝑚̇ ≈ 77 𝑘𝑔
𝑠 dla silnika RD-33. W przypadku silnika AŁ-21F-3, przy mniejszej wartości temperatury przed turbiną ma on większą wartość masowego natężenia przepływu (𝑚̇ ≈ 104𝑘𝑔
𝑠 ), co z podstawowego równania na wartość siły ciągu daje jej większą wartość.
Z danych zawartych w tabeli 2 wynika, że dokonana została analiza wartości ciągu zespołu napędowego do podstawowych mas wszystkich trzech rozpatrywanych samolotów – tzn. do masy pustego samolotu, do masy startowej i do masy maksymalnej. Przy rozpatrywaniu relacji ciągu silnika do masy pustego samolotu widoczna jest przewaga silnika F100-PW-229 (0,0092 kN/kg) nad RD-33 o 4,6%, natomiast w stosunku do AŁ-21F-3 o 26,5%. Poddając analizie masy startowe i masy maksymalne samolotów uwidacznia się przewaga MiG-29 nad dwoma
pozostałymi typami samolotów. MiG-29 ma większą wartość siły ciągu na jednostkę masy, co daje w sytuacji rozpatrywania masy startowej do siły ciągu 0,0070 kN/kg, a to z kolei oznacza współczynnik większy o 8,7% od F-16 i o 9,6% od samolotu SU-22. Przy rozpatrywaniu stosunku masy maksymalnej do siły ciągu – dla dwóch silników RD-33 współczynnik ten ma wartość 0,0060 kN/kg, tzn. większy o 31% od F100-PW-229 i o 32,4% od AŁ-21F-3. Na rysunku 10 przedstawiono wartości ciągu trzech wybranych samolotów w zakresie pełnego ciągu.
2 x RD-33 F100-PW-229 AŁ-21F-3 Rys. 10. Ciąg silnika (D – zakres pełnego dopalania)
𝐾 = 𝑓 (𝑚,̇ 𝑐5, 𝑉𝐻, 𝑝5, 𝑝𝐻, 𝐴5) – równanie podstawowe na wartość siły ciągu gdzie: 𝑚̇ = 𝑓(𝜌, 𝑐, 𝐴) – masowe natężenie przepływu strumienia;
𝑐5 = 𝑓(𝜂𝑖,𝜋∗,𝑇3∗) – prędkość wypływu spalin z dyszy;
𝑉𝐻− prędkość lotu;
𝑝5− ciśnienie na wyjściu z dyszy silnika;
𝑝𝐻 − ciśnienie atmosferyczne.
W przypadku porównywania stosunku siły ciągu do powierzchni nośnej samolotu, to dla zespołu napędowego samolotu MiG-29 wynosi on 2,63 kN/m2 i jest mniejszy o 8,1% od F-16, a większy o 24,4% od współczynnika dla Su-22. Naturalnie najkorzystniejszą relację tych parametrów posiada samolot konstrukcji amerykańskiej. Do analizy ekonomicznej pracy turbinowych silników odrzutowych wykorzystuje się jednostkowe zużycie paliwa 𝑐𝑗, które jest podstawą do
obliczania długotrwałości i zasięgu w przyjętych warunkach lotu i zakresach pracy silnika (silników).
𝑐𝑗 = 𝑓(𝑚̅, 𝜉𝐾𝑆, 𝜋∗, ∆∗, 𝜂𝑆, 𝜂𝑟) gdzie: 𝑚̅ − stopień podziału masowego natężenia przepływu;
𝜉𝐾𝑆− współczynnik wydzielania ciepła w komorze spalania;
𝜋∗− spręż silnika;
∆∗− stopień podgrzania czynnika roboczego;
𝜂𝑠− sprawność procesu sprężania w silniku;
𝜂𝑟 − sprawność procesu rozprężania w silniku.
Rys. 11. Zależność jednostkowego zużycia paliwa w odniesieniu do współczynnika podziału masowego natężenia przepływu
Jednostkowe zużycie paliwa, przedstawione na rysunku 11, jest funkcją złożoną, na którą najbardziej istotny wpływ wywiera stopień podziału masowego natężenia przepływu 𝑚̅ . Ponadto na jej przebieg wpływają: współczynnik wydzielania ciepła w komorze spalania 𝜉𝐾𝑆, stopień podgrzania czynnika roboczego ∆∗, oraz sprawność procesu sprężania 𝜂𝑠 i rozprężania 𝜂𝑟 powietrza w danym silniku.
Rys.12. Jednostkowe zużycie paliwa
Analiza porównawcza trzech rozpatrywanych silników wskazuje, że najmniej ekonomiczny jest silnik AŁ-21F-3 (rys. 12), ponieważ do wytworzenia 1 daN ciągu w czasie jednej godziny lotu potrzebuje 0,90 kg paliwa, silniki RD-33 – 0,76 kg a silnik F100-PW-229 – 0,74 kg. Przy rozpatrywaniu tej zależności wyraźnie widać przewagę obu silników dwuprzepływowych nad jednoprzepływowym AŁ-21F-3, wynikającą między innymi z faktu, że zwiększanie stopnia podziału masowego natężenia przepływu zwiększa ekonomiczność turbinowych silników odrzutowych. Należy zwrócić uwagę, że przy większym stopniu dwuprzepływowości silnika RD- 33 (𝑚̅ = 0,47) zużywa on więcej paliwa aniżeli F100-PW-229, który posiada mniejszy stopień dwuprzepływowości (𝑚̅ = 0,36). Najprawdopodobniej jest to wynik gorszych sprawności zespołu sprężarkowego. Przy pracy na zakresie pełnego dopalania silniki RD-33 zużywają 2,05 kg/daNh paliwa, a silnik F100-PW-229 porównywalną ilość równą 2,09 kg/daNh i przewyższają pod tym względem jednoprzepływowy silnik AŁ-21F-3, który potrzebuje 1,9 kg/daNh. Różnice w jednostkowym zużyciu paliwa nie są bardzo istotne ze względu na relatywnie krótki czas pracy silnika na zakresie dopalania [13].
Istnieje możliwość analizowania aspektów ekonomicznych eksploatacji porównywanych silników przy uwzględnieniu ich pracy na zakresie dopalania. Można mianowicie przeanalizować poprzez określenie wartości przyrostu zużycia paliwa w wyniku włączenia dopalania w odniesieniu do relacji ciągu z włączonym dopalaniem do ciągu na zakresie maksymalnym.
∆𝑐̅𝑗 = ∆𝑐𝑗 𝐾𝑑𝑜𝑝
𝐾𝑚𝑎𝑥
⁄
