TECHNIKA I EKSPLOATACJA
Płk w st. sp. pil. dr inż. Antoni Milkiewicz
F-16C/D
Wielozadaniowy myśliwiec taktyczny
uż niedługo na nasze lotniska przylecą za- Przy określonym ciągu zespołu napędowe-
Jkupione samoloty F-16. Myślę, że przyszli go, prędkości naddz
więkowe uwarunkowane są
użytkownicy tych maszyn, a także osoby inte- oporem aerodynamicznym samolotu. Opór ae-
resujące się lotnictwem, chcieliby poznać nie- rodynamiczny, także opór falowy, zależą głów-
co bliżej, i nieco wcześniej, szczegółowsze nie od parametrów geometrycznych skrzydeł,
dane dotyczące tych samolotów (rys. 1). takich jak: względna grubość profili g, kąt sko-
su krawÄ™dzi natarcia (leading edge sweep) Ç
Problemy związane z opracowaniem i wydłużenie skrzydeł (aspect ratio) .
kompozycji aerodynamicznej samolotu Im cieńsze są profile skrzydeł, im większy
jest kąt skosu i mniejsze wydłużenie, tym
Skonstruowanie samolotu, który osiągałby większa jest Makr. skrzydeł, tym mniejszy przy-
prędkości naddz
więkowe i jednocześnie był rost oporu falowego podczas przekraczania
wysoce manewrowy zarówno w locie z prędko- bariery dz
więku (Ma~1) i mniejszy opór ae-
ściami poddz
więkowymi, jak i naddz
więkowy- rodynamiczny przy prędkościach naddz
wiÄ™-
mi, wymagało rozwiązania wielu problemów. kowych (rys. 2, 3 i 4).
Rys. 1. Samoloty F-16 Fighting Falcon: a  F-16C, wersja jednomiejscowa, b  F-16D,
wersja dwumiejscowa
Rys. 2. Wpływ względnej grubości skrzydeł na ich Rys. 3. Wpływ kąta skosu skrzydeł na ich opór
opór aerodynamiczny aerodynamiczny
44 LISTOPAD 2003
Rys. 4. Wpływ wydłużenia skrzydeł na ich opór
aerodynamiczny
Jednak konsekwencją małej względnej gru-
bości skrzydeł, dużego skosu i małego wydłu-
żenia skrzydeł jest ich niewielka nośność.
Rys. 6. Zależność C (ą) od kąta skosu skrzydeł
z
Charakterystyczną cechą skrzydeł skośnych
o małym wydłużeniu jest zwiększone pochy-
lenie krzywej C (Ä…) w stosunku do pochyle-
z
nia krzywej skrzydeł prostych, co powoduje,
że krytyczny kąt natarcia tych skrzydeł ma
znaczną wartość (rys. 5, 6, 7).
W celu uzyskania dużej manewrowości sa-
molotu przy zastosowaniu parametrów skrzy-
deł samolotu naddz
więkowego, podjęto dzia-
łania mające znacznie zwiększyć nośność
Rys. 7. Zależność Cz (ą) od wydłużenia skrzydeł
skrzydeł. Nośność skrzydeł zwiększono dzię-
ki zastosowaniu laminarnych skrzydeł pasmo-
wych (strake-pasmo lub LEX leading edge
extansion) i klap krawędzi natarcia (LEF s
leading edge flaps).
Głównymi elementami skrzydeł pasmo-
wych są napływy stanowiące wytwornice wi-
rów (rys. 8), których intensywność rośnie
w miarę zwiększania kąta natarcia. Wiry, prze-
pływając nad górną powierzchnią przykadłu-
bowej części skrzydeł, wzmacniają warstwę
przyścienną i utrzymują ją na dużych kątach
natarcia. Powierzchnia napływów wytwarza
ponadto siłę nośną. Skrzydła pasmowe mają
Rys. 5. Zależność C (ą) od względnej grubości
z
profili zatem większą nośność niż skrzydła klasycz-
PrzeglÄ…d WLOP 45
Rys. 8. Działanie napływu skrzydła pasmowego
 ciężar samolotu w części jest równoważony
ne. Dodatkowe zastosowanie klap krawędzi
przez tę składową (rys. 11).
natarcia, wyginajÄ…cych szkieletowÄ… profili
Uzyskanie wysokiej manewrowości zależy
skrzydeł, wpływa na zwiększenie nośności
wprost od sterowności samolotu. Oczywiście
również tych części skrzydeł, które nie są ob-
sterowność podłużna będzie tym większa, im
jęte wirami (rys. 9).
mniejszy będzie zapas statycznej stateczności
Jak widać na rys. 9, Cz skrzydeł pasmowych
podłużnej samolotu (ZSSP)  im mniejsza bę-
z klapami krawędzi natarcia jest większy od
dzie odległość położenia środka ciężkości sa-
Cz skrzydeł klasycznych o 60 - 70%. Aby za-
molotu od położenia jego ogniska aerodyna-
bezpieczyć się przed przedwczesnym oderwa-
micznego (rys. 12a). Konstruktorzy samolotu
niem warstwy przyściennej od końcowej czę-
o prędkościach poddz
więkowych, taką właści-
ści skrzydeł w pobliżu krytycznego kąta na-
wość mogą osiągnąć przez odpowiednie roz-
tarcia, zastosowano skręcenie geometryczne
łożenie ciężarów wzdłuż osi podłużnej samo-
skrzydeÅ‚ (twist) µ  rys. 10.
lotu. Jednak w locie z prędkością naddz
więko-
Istotny dla zapewnienia dużej manewrowo-
wą, w związku z wędrówką ogniska aerodyna-
ści samolotu jest nadmiar ciągu zespołu na-
micznego ku krawędzi spływu skrzydeł ze
pędowego (stosunek ciągu P do ciężaru sa-
wzrostem prędkości, odległość środka ciężko-
molotu Q). W warunkach manewrowania sa-
ści samolotu od ogniska aerodynamicznego
molotu na dużych kątach natarcia składowa
powiększa się, zapas statycznej stateczności
normalna siły ciągu P  wspomaga siłę nośną
46 LISTOPAD 2003
podłużnej rośnie, powodując zmniejszanie się
sterowności. Aby temu zapobiec, zdecydowa-
no się przesunąć środek ciężkości samolotu ku
krawędzi spływu skrzydeł  za ognisko aero-
dynamiczne, co spowodowało, że samolot stał
się niestateczny podłużnie w locie z prędko-
ścią poddz
więkową. Jednak zabieg ten spowo-
dował odpowiednie zmniejszenie statycznej
stateczności podłużnej samolotu przy prędko-
ściach naddz
więkowych (rys. 12b).
Sterowanie niestatecznym samolotem, jak-
kolwiek jest możliwe przy całkowitym zaan-
gażowaniu uwagi pilota, to jednak jest niebez-
pieczne. Konieczne stało się zatem sztuczne
ustatecznienie samolotu lecącego z prędko-
ściami poddz
więkowymi przez zastosowanie
systemu sterowania lotem (FLCS flight con-
trol system), który bez udziału pilota korygu-
je najmniejsze odchylenia od zadanych przez
pilota warunków lotu. Aby to zrealizować,
trzeba było wyposażyć samolot w elektrycz-
ny układ sterowania (FBW fly by wire) i za-
stosować komputer sterowania lotem (FLCC
flight control computer).
Kompozycja aerodynamiczna
samolotów F-16C i F-16D
Rys. 9. Zależność współczynnika siły nośnej Cz od
Samoloty F-16C i D są średniopłatami wypo-
kąta natarcia ą dla skrzydeł pasmowych z klapami
sażonymi w jeden dwuprzepływowy silnik tur-
krawędzi natarcia i dla skrzydeł klasycznych
boodrzutowy firmy Pratt & Whitney lub Gene-
ral Electric. Polskie samoloty będą miały silniki
F100-PW-229 firmy Pratt & Whitney (rys. 13).
Rys. 10. Przebieg Cz (Ä…) dla
skrzydła skręconego geome-
trycznie
PrzeglÄ…d WLOP 47
3
Rys. 11. Rozkład sił działających na samolot przy dużym kącie natarcia: P + P  = Q
z
W samolotach zastosowano skrzydła pa- dół. Sterowanie klapami jest uzależnione od
smowe o małym wydłużeniu   = 3  i cien- pozycji dz
wigni wypuszczania i chowania
kich laminarnych profilach NACA 64A204: podwozia, od położenia wyłącznika awaryj-
względna grubość g = 4%, skos krawędzi na- nego wychylania klap, prędkości samolotu
tarcia Ç = 40o. RozpiÄ™tość skrzydeÅ‚ (span) l = i wartoÅ›ci liczby Ma.
9,45 m, powierzchnia S = 28 m2. Napływy o ką- Automatyczne klapy krawędzi natarcia ste-
cie skosu 75o majÄ… powierzchniÄ™ Sn = 4 m2. rowane sÄ… komendami z komputera sterowa-
Zbieżność skrzydeÅ‚ (taper ratio) · = 0,2275, nia lotem (FLCC), w zależnoÅ›ci od wartoÅ›ci
kÄ…t wzniosu (dihedral) ¾ = 0, kÄ…t ustawienia liczby Ma, kÄ…ta natarcia i wysokoÅ›ci lotu.
(incidence) Ä = 0, a skrÄ™cenie geometryczne Stateczniki poziome (horizontal tails) wpÅ‚y-
(twist) µ = 3o. wajÄ… na sterowanie podÅ‚użne i poprzeczne,
Pod każdym skrzydłem znajdują się trzy działają równolegle z klapolotkami, spełnia-
punkty do mocowania podwieszeń zewnętrz- jąc funkcję lotek. Powierzchnia stateczników
nych (stores), a na końcach skrzydeł wyrzutnie wynosi około 21% powierzchni skrzydeł. Kąt
pocisków rakietowych powietrze-powietrze skosu krawędzi natarcia wynosi 40o, wydłuże-
naprowadzających się na podczerwień. Takie nie  2,114, zbieżność  0,39, ujemny kąt
usytuowanie pocisków umożliwia im obserwa- wzniosu  -10o. Profile symetryczne u nasady
cję największej części tej sfery, w której może mają względną grubość 6%, na końcu  3,5%.
znalez
ć się cel w postaci z
ródła ciepła. Statecznik pionowy (vertical tail) ma po-
Skrzydła wyposażone są w klapolotki (fla- wierzchnię stanowiącą około 18% powierzch-
perons) o powierzchni stanowiącej prawie ni skrzydeł, kąt skosu 47,5o, wydłużenie 1,294
10% powierzchni skrzydeł, spełniające zarów- i zbieżność 0,437. Grubość względna profili
no funkcję klap krawędzi spływu (TEF s  tra- symetrycznych wynosi: u nasady 5,3%, a na
iling edge flaps), jak i lotek, oraz w klapy kra- końcu statecznika 3%. Powierzchnia steru kie-
wędzi natarcia, których powierzchnia wynosi runkowego (rudder area) stanowi około 4%
około 12% powierzchni skrzydeł. powierzchni skrzydeł.
Klapolotki można wychylić w dół najwię- Pod kadłubem znajdują się dwie brzechwy
cej o 20o, w górę  o 23o. Jeżeli używane są (ventral fins) ustateczniające samolot kierun-
jako klapy krawędzi spływu, wychylają się w kowo, każda o powierzchni 2,6% powierzch-
48 LISTOPAD 2003
Rys. 12. Zapas statycznej stateczności podłużnej samolotu klasycznego: po przekroczeniu Ma następuje
kr.
wzrost zapasu stateczności  a, zmniejszenie zapasu stateczności podłużnej przy prędkościach naddz
wiÄ™-
kowych po przesunięciu środka ciężkości samolotu za ognisko aerodynamiczne (relaxed static stability)  b
PrzeglÄ…d WLOP 49
Rys. 13. Samolot F-16C
50 LISTOPAD 2003
ni skrzydeł. Kąt skosu ich krawędzi natarcia 12 457 kg. Wynika z tego, iż nadmiar ciągu
wynosi 30o, sÄ… one odchylone od pionowej P/Q wynosi 1,054.
płaszczyzny symetrii samolotu na zewnątrz o Samolot przystosowany jest do tankowania
15o. Zastosowano profile o kształcie zmody- podczas lotu. Kompozycja aerodynamiczna
fikowanego klina. samolotu z F-16D jest identyczna z kompo-
Hamulce aerodynamiczne (speedbrakes) zycjÄ… samolotu F-16C.
umieszczono między dyszą wylotową silni-
ka i statecznikiem poziomym, ich Å‚Ä…czna po- Bibliografia
wierzchnia stanowi 4,7% powierzchni
1. Droste C. S., Walker J. E.: A case study on the F-16
skrzydeł.
fly by wire flight control system.
Podwozie (landing gear) jest trójpodporo- 2. Flight manual F-16C/D. 2001.
3. Goraj Z.: Dynamika i aerodynamika samolotów ma-
we, ma przednią goleń. Rozstaw kół (tread)
newrowych z elementami obliczeń. Instytut Lotnictwa
wynosi 2,66 m, baza (wheelbase)  4,21 m.
2001.
Samolot wyposażony jest w dwuprzepływo-
4. Milkiewicz A.: Podstawy praktycznej aerodynamiki
wy silnik turboodrzutowy z dopalaczem (after-
i mechaniki lotu samolotu odrzutowego dla pilota.
burning turbofan engine) F100-PW-229 o Wyd. 2. Lot. 1604/74.
5. Milkiewicz A.: Możliwości manewrowe samolotu
maksymalnym ciÄ…gu 13 137 kG.
z elektrycznym systemem sterowania na przykładzie
Maksymalna masa (gross weight) samolo-
samolotu F-16.  PrzeglÄ…d WLOP 2002, nr 6, s. 42.
tu z pilotem, z pełnymi wewnętrznymi zbior-
6. Milkiewicz A.: RozwiÄ…zania aerodynamiczne samolo-
nikami paliwa, z amunicją do działka i dwo-
tów myśliwskich  współczesnych oraz przełomu XX
ma pociskami rakietowymi AIM-120 wynosi i XXI wieku.  PrzeglÄ…d WL i WOPK 1988, nr 9, s. 36.
The author discusses aerodynamic properties of F-16C and F-16D aircraft which Po-
land has bought. He presents schemes to explain the dependence between the con-
struction of the aircraft and its performance.
NAM 2003. Amerykański F-16CJ ze stacjonującego w Spangdahlem dywizjonu 22nd FS  Stingers .
Fot. HFw Ralph Bienert
PrzeglÄ…d WLOP 51