¿Empujar la palanca del acelerador del caza F-14 hacia adelante aumenta o disminuye el empuje?
Un breve análisis de las características técnicas del caza F-14
A mediados de los años 1960, con el paulatino aumento del número de plataformas de lanzamiento de misiles antibuque supersónicos soviéticos, especialmente aquellos capaces de transportar súper lanzados desde el aire. Con la aparición de una gran cantidad de bombarderos de mediano y largo alcance con misiles antibuque sónicos, los ataques de saturación contra los grupos de batalla de portaaviones de la Armada de los EE. UU. han pasado de la teoría a la realidad. Para hacer frente a esta amenaza, la Marina de los EE. UU. necesita un caza de defensa aérea de tamaño mediano que pueda patrullar el espacio aéreo lejos de los portaaviones durante largos períodos de tiempo y que pueda transportar misiles aire-aire de largo alcance para derribar a los bombarderos enemigos antes de que ataquen. . Sin embargo, la experiencia de la Guerra de Vietnam y el fracaso del F-111B también hicieron que la Armada se diera cuenta de que no solo puede enfatizar las capacidades de combate aéreo de largo alcance más allá del alcance visual de los aviones de combate. tener suficiente maniobrabilidad. En base a estos dos requisitos básicos, se amplían los requisitos técnicos para VFX. Específicamente, la Armada también requiere que la aeronave tenga buena capacidad de mantenimiento, pueda aterrizar en un barco con una carga completa de municiones y 2,000 libras de combustible, y tenga suficiente capacidad de carga de bombas y contramedidas electrónicas para realizar misiones de apoyo cercano.
Como todos sabemos, el producto del proyecto VFX es el famoso Grumman F-14 "Tomcat". Como primer avión de combate de tercera generación del mundo, es único en diseño aerodinámico y estructural, y tiene un impulso y una belleza únicos en apariencia. No sólo completa el proceso desde el diseño hasta el equipamiento de tropas muy rápidamente, sino que también tiene fantásticas capacidades de combate aéreo de largo alcance. Junto con la ayuda de la película súper popular "Top Gun", todo esto es posible. Esta vez no quiero presentar brevemente el rendimiento general de este avión, espero presentar en detalle las características y razones del diseño del F-14.
Disposición aerodinámica
Para cumplir con los estrictos requisitos casi contradictorios de la Marina en cuanto a capacidades de interceptación de alta velocidad de aeronaves, tiempo de patrulla y aterrizaje seguro en condiciones de carga pesada, el diseño de ala en flecha variable Es casi el único diseño factible en ese momento. Si desea adoptar un diseño de ala fija para cumplir con los requisitos de rendimiento del aterrizaje, debe aumentar el área del ala para reducir la carga alar. Sin embargo, cuanto mayor sea el área del ala, mayor será la resistencia a las olas y la resistencia a la fricción, y mayor será la intercepción. La capacidad y la economía de crucero se verán perjudicadas, por lo que debe haber más potencia y más combustible. No hay duda de que esto creará más peso y requerirá más área alar. Si bien este no fue un ciclo interminable, convergió a un resultado que era tanto en costo como en peso inaceptable, como lo demuestran los resultados del estudio sobre el abordaje del F-15 requerido por el Congreso.
Basado en el resumen de las lecciones aprendidas del F-111 y décadas de experiencia en investigación, el ala del F-14 puede considerarse como un clásico del sistema de alas de barrido variable de los aviones de combate. El ángulo de barrido del ala del F-14 varía de 20 grados a 68 grados y se puede bloquear en un ángulo de barrido de 75 grados cuando está estacionado en el suelo. La envergadura es de 19,14 m cuando el ángulo de barrido es de 20 grados, 11,65 m cuando el ángulo de barrido es de 68 grados y 18 m cuando está estacionado. La sección activa del ala tiene listones de borde de ataque de dos etapas y flaps de borde de salida de tres etapas. Hay cuatro spoilers en la superficie superior del ala frente a los flaps del borde de salida. Durante el diseño y el vuelo de prueba del F-111, los estadounidenses descubrieron que el eje de rotación del avión estaba demasiado hacia adentro (aproximadamente 20 y medio de longitud de envergadura). A medida que aumentan el número de Mach de vuelo y el ángulo de barrido del ala, el centro aerodinámico continúa moviéndose hacia atrás y finalmente alcanza el 53% de la longitud promedio de la cuerda aerodinámica. En otras palabras, se requiere la estabilidad estática longitudinal de la aeronave (Nota 65438). del avión. Una gran cantidad de sustentación negativa en la cola horizontal produce una gran cantidad de resistencia al equilibrio, lo que afecta seriamente la maniobrabilidad del avión. De hecho, también afecta la elección del área plana de la cola y la longitud del brazo de la cola, aumentando así el peso y el costo. En el desarrollo del F-14, Grumman aplicó los resultados del Centro de Investigación Langley y seleccionó la posición del eje de rotación para que tuviera una longitud de 30 tramos y medio en el exterior (el eje de rotación está a 2,72 m dentro del plano de simetría del fuselaje). , lo que redujo en gran medida el centro aerodinámico de movimiento. Cuando el ángulo de barrido es de 50°, el movimiento máximo hacia atrás es sólo 16 de la longitud promedio de la cuerda aerodinámica y luego disminuye gradualmente a medida que aumenta el ángulo de barrido. Esta es la garantía básica para los requisitos de maniobrabilidad del F-14 con un diseño de ala en flecha variable.
A diferencia de la mayoría de los aviones de alas de barrido variable, las mangas de las alas del F-14 son bastante grandes, debido a la posición exterior del eje de rotación.
También hay un ventilador en la cubierta del ala. El ventilador de la cubierta del ala se puede mover más hacia el centro aerodinámico, lo que reduce la estabilidad estática supersónica en 10 y reduce la carga horizontal de la cola y el arrastre de compensación. Cuando el ventilador de la cubierta del ala está retraído, el F-14 puede maniobrar más de 6 g en la mayoría de los rangos de velocidad supersónica, y cuando el ventilador de la cubierta del ala está desplegado, puede aumentar en aproximadamente 1 g. El radio del borde de ataque de la cubierta del ala es mayor y hay dos hojas de ala estructuralmente reforzadas a ambos lados de la superficie superior de la cubierta del ala. Este diseño tiene efectos tanto estructurales como aerodinámicos. Fortalece estructuralmente la resistencia y la rigidez de la funda del ala hueca, pero juega un papel más importante en la aerodinámica. El ángulo de barrido de la cubierta del ala de un avión de ala de barrido variable es muy grande. A un cierto ángulo de ataque (Nota 2), los vórtices se desplegarán como franjas laterales. Cuando el ángulo de barrido del ala exterior es pequeño, este vórtice abandonará el borde de ataque en la intersección del borde de ataque de la manga del ala y el ala móvil, y fluirá sobre el ala, induciendo así un flujo de lavado de aire ascendente en la superficie superior del ala móvil y promover el movimiento. Separación del flujo de aire sobre la superficie del ala. La separación generalmente comienza en el borde de salida de la cuerda donde la funda del ala se encuentra con el ala móvil, pero pronto se extiende hacia afuera y hacia adelante a medida que aumenta el ángulo de ataque. Si bien en realidad afecta al borde de salida de la manga del ala, la separación es muy lenta allí. Cuando el ángulo de ataque aumenta después de este fenómeno, la sustentación del ala exterior no aumentará o incluso disminuirá, mientras que la sustentación de la cubierta del ala seguirá aumentando, afectando así el coeficiente de sustentación máximo que la aeronave puede alcanzar (Nota 3) Más importante aún, los cambios en el coeficiente de momento longitudinal serán no lineales, inestables y, en ocasiones, destruirán la estabilidad lateral después de la inestabilidad longitudinal. Además, dado que la separación se produce en el borde de salida, el efecto de aumento de sustentación del flap del borde de salida no es ideal. El uso de un radio de borde de ataque de la manga del ala más grande puede retrasar la aparición del vórtice de separación a un ángulo de ataque mayor, mientras que la hoja del ala puede mantener la posición del vórtice ya generado y evitar que fluya hacia el ala exterior. El borde de salida del manguito del ala tiene un dispositivo de corrección flexible para mantener el sello en el borde de salida, que se mantiene en la posición correcta mediante un pistón hidráulico. El fuselaje detrás de la carcasa del ala almacena las alas exteriores en flecha hacia atrás y tiene una bolsa de aire para mantener la forma aerodinámica y la estanqueidad del fuselaje.
Quizás sea sorprendente que, siendo el primer avión en volar en 1970, el aleteo del F-14, la expansión y contracción del ventilador de la cubierta del ala y la retracción y retracción del dispositivo de elevación del ala sean todos automáticos. Y la mayoría de ellos no lo son. controlado por la computadora de control de vuelo que controla el sistema de aumento de estabilidad, sino por la computadora central de datos aéreos. Hay un interruptor de cuatro posiciones en la palanca del acelerador, que es el principal sistema de control del aleteo del ala. Hay una opción para barrer o bloquear automáticamente las alas exteriores en la posición delantera y trasera. Otra opción es bloquear las alas en una posición de barrido de 55 grados cuando necesites usar bombas para apoyo cercano. Esto se debe a que esta posición de ángulo amplio tiene buena aceleración, fuerte maniobrabilidad sostenida y alta presión a velocidades de baja altitud. Para evitar cargas excesivas, las alas no deben tener más curvatura. El piloto también puede ajustar manual y continuamente la posición del ángulo de barrido a través de la palanca manual en el costado de la palanca del acelerador. Sin embargo, para limitar el momento de flexión de la raíz del ala, el ajuste del ángulo de barrido por parte del piloto está limitado por el manual. Limitador de ángulo de barrido en el programa de ángulo de barrido. De hecho, la intención original de Grumman al diseñar este programa de aleteo automático con el número de Mach en función de la variable independiente era limitar el momento de flexión de la raíz del ala y reducir el peso del ala. Sin embargo, pronto descubrieron que la optimización racional del programa de aleteo. podría mejorar el rendimiento del avión. Finalmente, se utilizan básicamente dos programas, que son aplicables por debajo de 4300 metros y por encima de 6100 metros. De hecho, se tiene en cuenta la diferencia en la presión rápida y el momento de flexión de la raíz del ala causados por diferentes densidades de aire. Como todos sabemos, un ángulo de barrido pequeño puede obtener buenas características de elevación a baja velocidad y una alta relación elevación-arrastre, mientras que aumentar el ángulo de barrido puede retrasar significativamente el aumento de la resistencia cuando aumenta el número de Mach. La mayoría de las veces, el programa de barrido que determina el número de Mach en función de la relación máxima de elevación a resistencia y las características de aumento de la resistencia se superpone al programa de barrido que considera el momento flector de la raíz del ala, y finalmente se obtiene el ángulo de barrido de salida. . Hay que decir que Grumman tiene suerte. La eficiencia aerodinámica óptima del diseño del F-14 es altamente compatible con las cargas estructurales, y sólo en unos pocos casos ha tenido que hacer algunas concesiones aerodinámicas para la estructura. Este sistema de barrido variable permite que el F-14 reciba altos beneficios aerodinámicos. La relación máxima de sustentación y resistencia durante el crucero subsónico puede exceder con creces los 10 (m 0,6) y puede llegar a 15, lo que corresponde a la máxima resistencia en crucero, pero debido a la velocidad lenta, el alcance máximo no apareció), y el coeficiente de resistencia de elevación cero a velocidad supersónica fue solo un poco más de 0,04. A una altitud de 3.050 metros y un número de Mach de 0,9, el F-14A tiene una potencia residual por unidad de peso de más de 600 pies por segundo.
Aunque la potencia residual por unidad de peso no es exactamente consistente con la tasa de ascenso real, refleja la capacidad de ascenso de la aeronave. La configuración de barrido variable permite al F-14A lograr una velocidad de ascenso más alta de lo habitual cuando su propio peso es grande y la relación empuje-peso es insuficiente. Por supuesto, como se mencionó anteriormente, el piloto puede ajustar manualmente la posición de barrido del ala dentro de los límites del limitador de barrido manual, pero es imposible para el piloto saber cuándo el ángulo de barrido es la eficiencia aerodinámica óptima, que es proporcionada por El mecanismo de barrido automático suele ser suficiente con una velocidad de barrido de 7 grados/segundo (1 g) a 3 grados/segundo (7,5 g), por lo que no se suele utilizar el barrido manual. Sin embargo, el programa de ángulo de barrido automático no está optimizado para el combate. En un combate aéreo, los pilotos experimentados pueden obtener ventajas adicionales ajustando manualmente el ángulo de barrido, como reducir el ángulo de barrido para reducir rápidamente la velocidad y obtener un buen rendimiento en vuelo estacionario o aumentar el ángulo de barrido para escapar rápidamente de un combate aéreo.
Los dispositivos de maniobra, incluidos los ventiladores de las alas, los slats del borde de ataque y los flaps de maniobra del borde de salida, juegan un papel muy importante en la maniobrabilidad del F-14. El ventilador de la cubierta de ala puede girar hacia afuera hasta 15 grados y su función se mencionó en el artículo anterior. Sin embargo, cabe señalar que los ventiladores de las cubiertas de las alas han sido cancelados en el avión F-14B/D. El autor cree que la razón puede ser que debido a las mejoras en el sistema de control, los cambios en la posición del centro de gravedad del avión y los cambios en los requisitos de maniobrabilidad supersónica de la Marina de los EE. UU., el avión ya no necesita este dispositivo. Se dice que el uso de listones de vanguardia en maniobras tiene mucho que ver con los pilotos de pruebas de Grumman. Una vez volaron el Dassault Mirage G. Descubrieron que el uso de listones de vanguardia en maniobras subsónicas puede retrasar en gran medida la aparición de sacudidas. Discutiremos qué tan bien funcionan estas maniobras juntas más adelante. Los listones del borde de ataque del F-14 tienen un ángulo de deflexión máximo de 17 grados para el despegue y el aterrizaje, y de 8,5 grados cuando se usan como listones de maniobra; los flaps del borde de salida similares tienen una deflexión máxima de 35 grados durante el despegue y el aterrizaje, y un ángulo de deflexión máximo. de 35 grados durante las maniobras. Ángulo de deflexión de 10 grados. La solapa del borde de salida tiene una estructura compleja y una puerta en forma de ceja en la superficie superior. La superficie superior de la puerta frontal puede ser continua cuando está desplegada y puede formar una hendidura única necesaria para una configuración de despegue y aterrizaje cuando está plegada. También hay una puerta en la superficie inferior que se utiliza para mantener continua la superficie inferior del ala cuando los flaps del borde de fuga están en posición retraída o de maniobra, y cuando están retraídos crean una única hendidura en las configuraciones de impulso de despegue y aterrizaje. El control de los listones de maniobra del borde de ataque y los flaps de maniobra del borde de salida lo controlaba originalmente el piloto a través del volante del joystick. Sin embargo, de hecho, la carga del piloto era demasiado pesada y no pudo usarse a tiempo en el combate aéreo. 90 lotes, se cambió a una computadora central de datos atmosféricos. Los ventiladores de las alas también están controlados por la computadora central de datos de aire, pero debajo del M1.4, el piloto puede controlarlos mediante un volante en el joystick. A bajas velocidades, las rendijas del borde de ataque y de salida, los flaps y los ventiladores de la cubierta están interconectados. En general, a baja velocidad, cuando el ángulo de ataque supera los 7 grados, el dispositivo de maniobra está completamente extendido y cuando el ángulo de ataque es inferior a 4 grados, el dispositivo de maniobra se retrae. El ángulo de ataque extendido inicial aumenta con el número de Mach. La relación entre el ángulo de deflexión del dispositivo de maniobra es: el ángulo de rotación hacia afuera del ventilador de la cubierta del ala es 1,5 veces el flap del borde de salida y el ángulo de deflexión del listón del borde de ataque es 0,85 veces el flap del borde de salida. Sin embargo, a bajas altitudes y números de Mach bajos, las alas exteriores están ligeramente inclinadas hacia atrás y los ventiladores de las alas no se despliegan, porque el avión en sí está diseñado con una estabilidad longitudinal mínima cuando las alas se despliegan para reducir la carga horizontal del trimado de la cola y obtener una mayor relación de elevación-arrastre. Si los ventiladores de la cubierta del ala se despliegan en este momento, la aeronave se volverá estáticamente inestable longitudinalmente, lo que debe evitarse en ese momento. Por encima de M1.4, los ventiladores de la cubierta del ala se desplegarán por completo y también se desplegarán por completo cuando el interruptor de control de barrido esté en la posición hacia abajo. También existen restricciones sobre el uso de juntas/aletas de los bordes delantero y trasero. Para controlar la carga aerodinámica sobre la estructura en alturas inferiores a 7620 m, el uso de dispositivos de maniobra se limita a una velocidad superficial por debajo de la línea de presión de velocidad constante de 426 km/h. En alturas superiores a 7620 m, el número de Mach corresponde a esta velocidad superficial. es aproximadamente M0.85, el ángulo de barrido del ala correspondiente es cercano a 50 grados, por lo que la eficiencia del dispositivo de maniobra en los bordes de ataque y salida es muy pobre, por lo que incluso en altitudes más altas, la presión de velocidad se reduce. Además, la aleta más interna está limitada por el espacio de movimiento y se bloqueará cuando el ángulo de barrido sea superior a 21 grados. Si bien el uso de dispositivos móviles aumenta la complejidad de la aeronave, vale la pena mejorar su rendimiento.
Cuando la altitud es de 6100 m, el ventilador de la cubierta del ala se despliega según la condición de M1.3. Cuando el coeficiente de elevación es 0,4, la relación elevación-resistencia se puede aumentar en 5 y la carga de compensación horizontal de la cola se puede reducir en 5. 38. Bajo el efecto integral del dispositivo de maniobra subsónico, no sólo el coeficiente de sustentación máximo disponible aumenta en aproximadamente 0,1, sino que, lo que es más importante, el coeficiente de sustentación límite del buffet aumenta en 0,2~0,4 con el número de Mach. Aunque el coeficiente de sustentación máximo disponible puede llegar a 1,6 cuando el dispositivo móvil está guardado, debido a los fuertes golpes, es difícil rastrear con precisión el objetivo y, en la mayoría de los casos, solo se puede utilizar para maniobras defensivas. Cuando se utiliza un dispositivo móvil, el coeficiente de sustentación máximo disponible básicamente coincide con el coeficiente de sustentación de seguimiento máximo disponible, principalmente porque los listones del borde de ataque debilitan en gran medida la intensidad del impacto.
El morro del F-14 es de mayor diámetro, principalmente para dar cabida a la antena de radar de gran diámetro. Se compromete la relación de esbeltez de la nariz, lo que no sólo tiene en cuenta la resistencia de las olas, sino que también evita en cierta medida el impacto de los vórtices asimétricos en la superficie de la nariz sobre la estabilidad direccional. El fuselaje tiene una sección transversal única y un amplio espacio para las góndolas de los motores. El fuselaje es plano, las cubiertas de las alas tienen un cierto ángulo diédrico y las góndolas del motor también están instaladas en diagonal, dándole una forma de M ligeramente plana. Aunque la disposición amplia de las góndolas del motor aumenta la resistencia a la fricción y a las olas en la configuración limpia, al montar armas, los misiles "Phoenix" y "Sparrow" pueden montarse sobre pilones conformados, a diferencia de los pilones completamente externos. resistencia en comparación con las armas. La reflexión hacia arriba de la sección interior de la manga del ala y la reflexión hacia abajo de la sección exterior pueden hacer que la distribución de sustentación se acerque a una elipse en un ángulo de barrido grande, reduciendo la resistencia inducida. Para satisfacer las necesidades de las misiones de interceptación a gran altitud y alta velocidad, el F-14 eligió un sistema de entrada recta de cuatro ondas de presión externa bidimensional, que tiene una rampa de compresión fija horizontal y tres rampas de compresión ajustables (la última uno está en la sección de expansión) y una válvula de purga ajustable. El plato oscilante de compresión se ajusta según el número de Mach de vuelo, y la válvula de purga se ajusta según el número de Mach de vuelo, la velocidad del motor convertida (velocidad del motor convertida a partir de la temperatura total medida por un sensor de temperatura) y el ángulo de ataque de vuelo. Los platos oscilantes y las válvulas de liberación de aire en todos los niveles son sistemas de circuito cerrado con retroalimentación. El sistema de circuito cerrado tiene alta precisión. El error en la sección de carrera corta no supera el 0,6, la sección de carrera media no supera el 0,35. y la sección de carrera larga no supera el 0,8. La velocidad de respuesta del sistema varía según las necesidades. Dado que el número de Mach de vuelo cambia lentamente, las velocidades del actuador del plato oscilante controladas por el número de Mach de vuelo son 10,16 mm/s, 43,18 mm/s y 30,48 mm/s respectivamente. La válvula de liberación de aire también está controlada por el ángulo de ataque y el motor. velocidad. Entre ellos, los aviones de combate se mueven con frecuencia durante el combate aéreo y la velocidad de su motor cambia rápidamente. La actualización del comando del sistema de control de entrada también es muy rápida, con un ciclo de actualización de 10 milisegundos, que puede satisfacer mejor las necesidades del vuelo real. El lado interior de la entrada está a 25 cm del fuselaje, lo que puede evitar que la capa límite de la nariz entre en la entrada. El labio inferior de la entrada es más bajo que el borde inferior de la nariz y el efecto protector de la rampa de compresión horizontal permite que la entrada tenga un mejor rendimiento en grandes ángulos de ataque. Las colas verticales gemelas del F-14 están instaladas sobre la góndola del motor y están inclinadas hacia afuera 5 grados. La distancia entre las partes superiores de las dos colas verticales es de 3,25 m, y hay aletas ventrales dobles debajo de la góndola del motor, que pueden cumplir con los requisitos de estabilidad direccional durante vuelos a gran altitud y alta velocidad. El ángulo de desviación del timón es de 30 grados y el avión aún se puede controlar en ángulos de ataque elevados. La posición de la cola horizontal en pleno movimiento es más baja que la del ala principal y el ángulo de deflexión varía de 15 grados a -35 grados, lo que puede controlar de manera diferencial el balanceo de la aeronave. Para reducir la resistencia de la parte trasera del F-14A, se realizaron muchas investigaciones durante el proceso de diseño. La más distintiva es la boquilla de zoom de tipo apertura especialmente diseñada por Grumman para el F-14A. Esta boquilla, que hasta ahora solo se ha visto en el F-14A, tiene las características de peso ligero, autoenfriamiento y alto rendimiento de instalación. La boquilla se mueve hacia adelante y hacia atrás cuando se ajusta, no hay bisagras y es suave por dentro y por fuera. El diseño del carenado entre los inyectores del motor también es importante. El esquema de rectificación final es más corto que el diseño original, con una sección transversal en forma de cuña y voladizos en la parte central y trasera para mejorar la distribución del área. Esta solución tiene en cuenta el rendimiento subsónico y transónico, lo que permite reducir la resistencia residual del avión en aproximadamente un 6,5 durante el crucero. Hay un freno de velocidad en las superficies superior e inferior del fluido completo, con un área de 2 metros cuadrados y 1,3 metros cuadrados respectivamente. Se puede abrir a 34 grados, pero el freno de velocidad solo se puede colocar a 18 grados. al aterrizar en el barco.
La superficie de control del F-14 incluye un alerón, una cola horizontal de movimiento completo y un timón. El alerón participa principalmente en el control del balanceo, la cola horizontal de movimiento completo se puede utilizar para controlar el cabeceo. , y el control diferencial se puede usar para controlar el balanceo, el timón se puede usar para controlar la guiñada en ángulos de ataque pequeños y también se puede usar para controlar el balanceo en ángulos de ataque grandes. La apertura máxima del spoiler es de 55 grados y el piloto automático funciona a 15 grados. Cuando el ángulo de barrido es superior a 57 grados, el spoiler se bloquea y ya no participa en la operación. El uso de spoilers es bastante común en aviones de ala de barrido variable, principalmente debido a la necesidad de flaps de borde de salida de envergadura completa. El uso de spoilers también evita reacciones de dirección a altas presiones dinámicas, y la resistencia creada al abrir los spoilers puede provocar un momento de guiñada que favorezca el balanceo. Otro punto muy importante es que abrir el spoiler delante de los flaps del borde de fuga durante la fase de aterrizaje puede destruir significativamente el efecto de sustentación de los flaps y generar un gran momento de balanceo, lo cual es de gran importancia para mantener un control efectivo del avión a baja altura. velocidades. Sin embargo, existen muchos problemas inherentes al uso de spoilers. En primer lugar, el alerón genera un par de rodadura perturbando el flujo de aire, lo que tiene un retraso de tiempo significativo, lo que afectará la precisión del control; en segundo lugar, la relación entre el par de rodadura generado por el alerón y la deflexión del alerón no es lineal; Cuando la deflexión es pequeña, se encuentra en la capa límite y casi no se puede generar ningún momento de rodadura. Luego, el par aumenta rápidamente al aumentar la deflexión, pero el crecimiento del par tiende a ser lento. Luego, la capa límite en el borde de salida del ala se espesa localmente o incluso se separa en ángulos de ataque elevados, lo que reducirá seriamente la eficiencia de control del alerón. Los listones del borde de ataque pueden controlar la separación y compensar parcialmente este defecto; finalmente, con el barrido A medida que aumenta el ángulo, la perturbación del alerón se debilita, la posición del alerón se acerca al centro de gravedad y el efecto de control se reducirá. Además, cuando el alerón se coloca más bajo, se genera un par de torsión adicional. Además, en el estado de vuelo transónico con un gran ángulo de barrido, aparecerá una onda de choque frente al alerón, que solo afectará la distribución de sustentación detrás de la ola, y la eficiencia del control se reducirá aún más. Estas características del spoiler determinan que el F-14 deba utilizar un método de control de balanceo que combine una cola horizontal diferencial y un spoiler. La cola horizontal diferencial es un método de control de balanceo auxiliar en ángulos de barrido pequeños y medianos, y luego gradualmente se convierte en el método de control principal a medida que aumenta el ángulo de barrido. Generalmente, el impulso diferencial de la cola horizontal diferencial no es grande (la autoridad diferencial máxima en el F-14 es de 7 grados y es de 5 grados cuando se usa el piloto automático), por lo que no puede generar suficiente momento de rodadura a baja presión. El momento de inercia del ala al desplegarse y la amortiguación de rodadura también es grande, lo que debe combinarse con un spoiler. Por el contrario, en el estado de gran barrido correspondiente a la alta presión, el efecto del timón es evidente y la inercia rotacional y la amortiguación del balanceo del avión se reducen. Los spoilers del F-14 también tienen algunas funciones auxiliares: pueden desviarse 8 grados durante el aterrizaje, lo que desempeña un papel en el control directo de elevación; después del aterrizaje, se abren 55 grados hacia la izquierda y hacia la derecha para aumentar la resistencia de los flaps móviles se desvían 4,5 grados cuando están en funcionamiento; , lo que reduce la resistencia. El espacio es menor y se mejora el patrón de flujo. Contrariamente a la impresión de la mayoría de la gente, la capacidad de control de guiñada del timón de un avión de combate se utiliza principalmente para reducir el deslizamiento lateral (Nota 4), controlar con precisión el rumbo y resistir el aterrizaje con viento cruzado, mientras que la gran capacidad de control del ángulo de ataque del timón es muy importante en el F-14. . importante. El F-14 tiene un alto ángulo de ataque y cierta maniobrabilidad poco convencional, pero en ángulos de ataque altos los spoilers y la cola diferencial no son lo suficientemente eficientes, y se debe usar el timón para controlar el balanceo.