Kontrolisani vektor potiska
Kontrola vektora potiska (TCV) mlazni motor - odstupanje mlaznog toka motora od smjera koji odgovara režimu krstarenja.
Trenutno se upravljanje vektorom potiska uglavnom ostvaruje rotacijom cijele mlaznice ili njenog dijela.
Slika 1: Dijagrami mlaznica sa mehaničkim UVT: a) - sa otklonom strujanja u podzvučnom dijelu; b) - sa otklonom strujanja u nadzvučnom dijelu; c) - kombinovano.
Šema sa otklonom strujanja u podzvučnom dijelu karakterizira podudarnost ugla mehaničkog otklona sa plinodinamičkim. Za krug sa otklonom samo u nadzvučnom dijelu, plinskodinamički ugao se razlikuje od mehaničkog.
Slika 2: Dijagram mlaznice sa GUVT-om koristeći atmosferski zrak u aksijalnom režimu strujanja: 1-protok snage; 2-izbačeni kontrolni tok atmosfere; školjka s 3 prstena pričvršćena za razdjelna rebra; 4-razdjelna rebra.
Slika 3: Dijagram mlaznice sa GUVT u režimu maksimalnog odstupanja vektora potiska: 1-zatvoreni sektor; 2-otvoreni sektor; 3-regija niskog pritiska.
Gasnodinamička mlaznica koristi tehniku "mlaznice" za promjenu efektivne površine mlaznice i skretanje vektora potiska, ali mlaznica nije mehanički podesiva. Ova mlaznica nema vruće, visoko opterećene pokretne dijelove, dobro se uklapa u strukturu aviona, što smanjuje težinu potonjeg.
Vanjske konture fiksne mlaznice mogu se neprimjetno uklopiti sa konturama aviona, poboljšavajući prikrivene karakteristike. U ovoj mlaznici, zrak iz kompresora se može usmjeriti na injektore u kritičnom dijelu iu dijelu koji se širi kako bi se promijenio kritični presjek i kontrolirao vektor potiska, respektivno.
Linkovi
- RD-133 - na airwar.ru
Književnost
- Bezverby V.K., Zernov V.N., Perelygin B.P. Izbor projektnih parametara aviona.. - M.: MAI., 1984.
- br. 36 // Ekspresne informacije. Serija: avio-motorogradnja.. - M.: CIAM., 2000.
- Krasnov N.F. Aerodinamika. 2 // Aerodinamika. Metode aerodinamičkog proračuna.. - M.: VSh, 1980.
- Shvets A.I. Aerodinamika nosivih oblika.. - Kijev.: VSh, 1985..
- Zalmanzon L.A. Teorija pneumonijskih elemenata. - M.: Nauka, 1969. - Str. 508.
- 2 // Iskustvo u izradi gasnodinamičkog uređaja za upravljanje vektorom potiska Sažeci izvještaja.. - Samara: „Međunarodna naučno-tehnička konferencija posvećena sjećanju na generalnog konstruktora zrakoplovne tehnike, akademika N.D. Kuznjecova", 2001. - str. 205-206.
Ili njegove dijelove.
Enciklopedijski YouTube
-
1 / 5
Prvi eksperimenti vezani za praktičnu implementaciju vektoriranja varijabilnog potiska na avionima datiraju iz 1957. godine i izvedeni su u Velikoj Britaniji u sklopu programa stvaranja borbenog aviona sa vertikalnim polijetanje i slijetanje. Prototip, označen kao P.1127, bio je opremljen sa dve rotirajuće mlaznice za 90° smeštene na bočnim stranama aviona u centru gravitacije, koje su omogućavale kretanje u vertikalnom, prelaznom i horizontalnom režimu leta. Prvi let R.1127 obavljen je 1960. godine, a 1967. na njegovoj osnovi je stvoren prvi proizvodni VTOL avion Harrier.
Značajan korak naprijed u razvoju motora s varijabilnim vektoriranjem potiska u okviru VTOL programa bilo je stvaranje 1987. sovjetskog nadzvučnog VTOL Yak-41. Osnovna karakteristika ovog aviona bila je prisustvo tri motora: dva podizna i jednog podizno-pogonskog sa rotirajućom mlaznicom koja se nalazi između repnih nosača. Trodijelna konstrukcija mlaznice podiznog pogonskog motora omogućila je rotaciju prema dolje iz horizontalnog položaja za 95°. \
Proširenje karakteristika manevarske sposobnosti
Još tokom rada na R.1127, testeri su primijetili da korištenje odbijenog vektora potiska u letu donekle olakšava manevrisanje aviona. Međutim, zbog nedovoljne razvijenosti tehnologije i prioriteta VTOL programa, ozbiljan rad na polju povećanja manevarske sposobnosti visokotehnoloških aviona nije obavljen sve do kraja 1980-ih.
Godine 1988. na bazi lovca F-15 B stvoren je eksperimentalni avion sa motorima sa ravnim mlaznicama i otklonom vektora potiska u vertikalnoj ravni. Rezultati probnih letova pokazali su visoku efikasnost OVT-a za povećanje upravljivosti aviona pri srednjim i velikim napadnim uglovima.
Otprilike u isto vrijeme u Sovjetskom Savezu razvijen je motor s osnosimetričnim otklonom mlaznice kružnog poprečnog presjeka, rad na kojem se odvijao paralelno s radom na ravnoj mlaznici s otklonom u okomitoj ravnini. Budući da je ugradnja ravne mlaznice na mlazni motor povezana s gubitkom od 10-15% potiska, prednost je data okrugloj mlaznici s ososimetričnim otklonom, a 1989. prvi let lovca Su-27 s eksperimentalnim motorom mjesto.
Princip rada
Šema sa otklonom strujanja u podzvučnom dijelu karakterizira podudarnost ugla mehaničkog otklona sa plinodinamičkim. Za krug sa otklonom samo u nadzvučnom dijelu, plinskodinamički ugao se razlikuje od mehaničkog.
Dizajn dijagrama mlaznica prikazan na pirinač. 1a, mora imati dodatnu jedinicu koja osigurava otklon cijele mlaznice. Dijagram mlaznice sa skretanjem protoka samo u nadzvučnom dijelu uključen pirinač. 1b u stvari, nema nikakve posebne elemente koji bi osigurali odstupanje vektora potiska. Razlike u radu ove dvije sheme izražene su u činjenici da za osiguranje istog efektivnog ugla otklona vektora potiska, shema sa otklonom u nadzvučnom dijelu zahtijeva velike upravljačke momente.
Prikazane sheme također zahtijevaju rješavanje problema osiguravanja prihvatljivih težinsko-dimenzionalnih karakteristika, pouzdanosti, vijeka trajanja i brzine.
Postoje dvije šeme upravljanja vektorom potiska:
- sa kontrolom u jednoj ravni;
- sa kontrolom u svim ravnima (sa svim kutnim otklonom).
Ganskodinamičko upravljanje vektorom potiska (GUVT)
Visoka efikasnost upravljanja vektorom potiska može se postići upotrebom gasnodinamičko upravljanje vektorom potiska (GUVT) zbog asimetričnog dovoda kontrolnog zraka u put mlaznice.
Gasnodinamička mlaznica koristi tehniku "mlaznice" za promjenu efektivne površine mlaznice i odbijanje vektora potiska, dok mlaznica nije mehanički podesiva. Ova mlaznica nema vruće, visoko opterećene pokretne dijelove, dobro se uklapa u strukturu aviona, što smanjuje težinu potonjeg.
Vanjske konture fiksne mlaznice mogu se neprimjetno stopiti s konturama aviona, poboljšavajući karakteristike dizajna koje se ne mogu uočiti. U ovoj mlaznici, zrak iz kompresora se može usmjeriti na injektore u kritičnom dijelu iu dijelu koji se širi kako bi se promijenio kritični presjek i kontrolirao vektor potiska, respektivno.
Formiranje kontrolnih snaga osigurava se sljedećim redoslijedom operacija.
- U prvoj fazi rada mlaznice (sl. 5) povećati ugao otklona preklopa divergentnog dijela mlaznice - kut α ugradnja izlaznih klapni ekspanzijskog dijela 3 mlaznice
- U drugoj fazi (sl. 6), u načinu generiranja upravljačkih sila na dijelu površine mlaznice otvaraju se klapne 8 da atmosferski zrak uđe u dijelove bočne površine ekspandiranog dijela mlaznice 3 . On Fig.6 prikaz prikazan A i smjer strujanja atmosferskog zraka kroz otvorene rupe sa klapnama na dijelu bočne površine. Preklopni amortizeri 8 na suprotnoj polovini bočnog širećeg dijela mlaznice dovodi do otklona mlaza i vektora potiska motora pod kutom β u suprotnom smjeru.
Da biste stvorili kontrolne sile u motoru sa nadzvučnom mlaznicom, možete malo promijeniti nadzvučni dio postojeće mlaznice. Ova relativno jednostavna nadogradnja zahtijeva minimalne promjene na glavnim dijelovima i sklopovima originalne, standardne mlaznice.
Prilikom projektovanja, većina (do 70%) komponenti i delova modula mlaznica se ne sme menjati: prirubnica za montažu na telo motora, glavno telo, glavni hidraulički pogoni sa pričvrsnim jedinicama, poluge i konzole, kao i kao zakrilca kritičnog preseka. Mijenjaju se dizajn klapni i odstojnika ekspanzivnog dijela mlaznice, čija se dužina povećava, a u kojima su napravljene rupe rotacijskim prigušivačima i hidrauličnim aktuatorima. Osim toga, promijenjen je dizajn vanjskih klapni, a pneumatski cilindri za njih su zamijenjeni hidrauličnim cilindrima, radnog pritiska do 10 MPa (100 kg/cm2).
Vektor potiska koji se može skretati
Vektor potiska koji se može skretati (OVT) - funkcija mlaznice, mijenja smjer mlaza. Dizajniran za poboljšanje taktičkih i tehničkih karakteristika aviona. Podesiva mlaznica sa vektorom potiska koji se može okretati je uređaj s promjenjivim veličinama kritičnog i izlaznog poprečnog presjeka u zavisnosti od režima rada motora, u čijem se kanalu ubrzava strujanje plina kako bi se stvorio potisak mlaza i mogućnost skretanja vektor potiska u svim smjerovima.
Primena na savremenim avionima
Trenutno se sistem skretanja vektora potiska smatra jednim od obaveznih elemenata modernog borbenog aviona zbog značajnog poboljšanja letačkih i borbenih kvaliteta uzrokovanih njegovom upotrebom. Aktivno se proučavaju i pitanja modernizacije postojeće flote borbenih aviona koji nemaju OVT zamjenom motora ili ugradnjom OVT jedinica na standardne motore. Drugu opciju razvio je jedan od vodećih ruskih proizvođača turbomlaznih motora - kompanija Klimov, koja također proizvodi jedinu svjetsku serijsku mlaznicu sa skretanjem vektora potiska pod svim uglom za ugradnju na motore RD-33 (porodica lovaca MiG-29 ) i AL-31F (brend lovaca Su).
Borbeni avion sa vektorom potiska:
Sa ososimetričnim odstupanjem vektora potiska
- Su-27SM2 (motor AL-31F-M1, proizvod 117S)
- Su-30 (motor AL-31FP)
- PAK FA (prototip)
- F-15 S (eksperimentalno)
Danas avioni za vertikalno polijetanje i slijetanje više nisu novost. Rad u ovom pravcu uglavnom je počeo sredinom 50-ih i išao je u različitim pravcima. Tokom razvojnih radova razvijeni su avioni sa rotirajućim instalacijama i niz drugih. Ali među svim razvojima koji su osigurali vertikalno polijetanje i slijetanje, samo je jedan dobio dostojan razvoj - sistem za promjenu vektora potiska pomoću rotacijskih mlaznica mlaznog motora. U isto vrijeme, motor je ostao nepomičan Lovci Harrier i Yak-38, opremljeni sličnim elektranama, dovedeni su u punu proizvodnju.
Međutim, ideja korištenja rotacijskih mlaznica za osiguranje vertikalnog polijetanja i slijetanja vuče korijene iz sredine 40-ih, kada je unutar zidova OKB-155, na čelu sa glavnim konstruktorom A.I. Mikoyan je na vlastitu inicijativu razvio projekat za takav avion. Njegov autor je bio Konstantin Vladimirovič Pelenberg (Šulikov), koji je radio u OKB-u od dana njegovog osnivanja.
Vrijedi napomenuti da je još 1943. godine K.E. Pelenberg je također proaktivno razvio projekt za lovac s kratkim uzlijetanjem i slijetanjem. Ideja o stvaranju ovakvog stroja nastala je željom konstruktora da smanji udaljenost polijetanja kako bi se osigurao borbeni rad sa frontalnih aerodroma oštećenih njemačkim avionima.
Na prijelazu iz 30-ih u 40-e, mnogi dizajneri aviona obratili su pažnju na problem smanjenja udaljenosti poletanja i slijetanja aviona. Međutim, u svojim projektima pokušali su to riješiti povećanjem uzgona krila uz pomoć raznih tehničkih inovacija. Izgrađeni su i testirani dvokrilci sa donjim krilom koji se uvlači u letu (lovci IS dizajna V.V. Nikitina i V.V. Ševčenka) i monoplani sa krilom koji se uvlači u letu (avioni RK dizajna G.I. Bakshaeva). Osim toga, na ispitivanje je dostavljena i široka varijanta krilne mehanizacije – letvice koje se uvlače i zamahne, razne vrste zakrilaca, razdvojena krila i još mnogo toga. Međutim, ove inovacije nisu mogle značajno smanjiti udaljenosti poletanja i trčanja.
U svom projektu, K.V. Pelenberg je svoju pažnju usmjerio ne na krilo, već na elektranu. U periodu 1942-1943. razvio je i pažljivo analizirao nekoliko dizajna lovaca koji su koristili promjenu u sektoru potiska zbog propelera koji se mogu skretati kako bi se skratilo poletanje i putovanje. Krilo i rep u ovim slučajevima samo su pomogli u postizanju glavnog zadatka.
Na kraju je razvijen lovac bio je monoplan s dvije grane sa stajnim trapom na tri točka s prednjim osloncem. Razmaknute grede povezivale su krilo sa repom, koji je imao pokretni stabilizator. Glavni nosači stajnog trapa bili su smješteni na gredama i topovskom naoružanju u prednjem dijelu trupa.
Elektrana se nalazila u zadnjem delu trupa iza kokpita. Snaga se prenosila preko mjenjača i izduženih osovina na uparene potisne vijke koji su imali proturotaciju. Potonji je eliminirao reakcioni moment i povećao efikasnost grupe propeler-motora.
Tokom režima polijetanja i slijetanja, dvostruki propeleri, koristeći hidraulični pogon, mogli su se rotirati prema dolje u odnosu na osovinu mjenjača, stvarajući tako vertikalnu silu podizanja. Dvosnovni dizajn u potpunosti je omogućio slobodno kretanje propelera, dok su u skretanom položaju bili blago zasjenjeni trupom i krilom. Prilikom približavanja zemlji ili pri letenju blizu nje, propeleri su trebali formirati područje zgusnutog zraka ispod aviona, stvarajući efekat zračnog jastuka. Istovremeno se povećala i njihova efikasnost.
Naravno, kada su se propeleri okrenuli prema dolje od uzdužne ose, pojavio se moment ronjenja, ali mu je suprotstavljeno na dva načina. S jedne strane, otklon pokretnog stabilizatora, koji radi u zoni aktivnog puhanja propelera, na negativan ugao. S druge strane, otklon krilne konzole u ravni tetive prema naprijed za ugao koji odgovara uvjetima balansiranja za dati smjer vektora potiska. Kada je avion prebačen u horizontalni let nakon izlaska na sigurnu visinu, propeleri su se okrenuli u prvobitni položaj.
Ako bi se ovaj projekt realizirao, predloženi lovac bi mogao imati vrlo kratku distancu polijetanja, ali za vertikalno uzlijetanje snaga motora koja je postojala u to vrijeme očito nije bila dovoljna. Stoga su za takav projekt, kako bi se smanjile udaljenosti uzlijetanja i slijetanja, kao i uzlijetanja i slijetanja uz strmu putanju blizu vertikalne, bio potreban jedan ili dva motora velike snage, koji rade sinhrono na istoj osovini.
Dizajnirao K.B. Pelenbergov lovac je interesantan po tome što je koristio potisak propelera sa velikom efikasnošću za stvaranje dodatnog uzgona za avion i aerodinamičkog balansiranja koje je bilo neuobičajeno za to vreme - pokretno krilo ili, kako se sada naziva, krilo promenljive geometrije, kao i kontrolisani stabilizator. Zanimljivo je da su ove i neke druge tehničke inovacije koje je projektant predložio u ovom projektu bile znatno ispred svog vremena. Međutim, kasnije su našli dostojnu primjenu u konstrukciji aviona.
Projekat lovca kratkog polijetanja i slijetanja ostao je projekt, ali je samo ojačao autorovu želju za stvaranjem aviona za vertikalno uzlijetanje i slijetanje. Konstantin Vladimirovič je shvatio da mogućnost vertikalnog poletanja otvara neprocenjive taktičke mogućnosti za vojnu avijaciju. U ovom slučaju, avioni bi se mogli bazirati na neasfaltiranim aerodromima, koristeći područja ograničene veličine, i na palubama brodova. Relevantnost ovog problema je već tada bila jasna. Uz to, s povećanjem maksimalnih brzina leta lovaca, neminovno su se povećavale i njihove brzine slijetanja, što je otežalo i nesigurno slijetanje, osim toga, povećana je i potrebna dužina poletno-sletnih staza.
Krajem Velikog domovinskog rata, pojavom u našoj zemlji zarobljenih nemačkih mlaznih motora YuMO-004 i BMW-003, a zatim i motora Derwent-V, Nin-I i Nin-II kupljenih od engleske kompanije Rolls-Royce “, bilo je moguće uspješno riješiti mnoge probleme u domaćoj industriji mlaznih aviona. Istina, njihova snaga je još uvijek bila nedovoljna za rješavanje zadatka, ali to nije zaustavilo rad konstruktora aviona. U to vrijeme Konstantin Vladimirovič nije radio samo u dizajnerskom birou glavnog dizajnera A.I. Mikojana, ali i predavao na Moskovskom vazduhoplovnom institutu.
Do razvoja lovca sa vertikalnim poletanjem i sletanjem, koji je kao pogonsku elektranu koristio turbomlazni motor (TRD), K.V. Pelenberg je krenuo početkom 1946. na vlastitu inicijativu, a sredinom godine projekt mašine je generalno završen. Kao iu prethodnom projektu, odabrao je dizajn sa fiksnom elektranom, a vertikalno uzlijetanje je omogućeno promjenjivim vektorom potiska.
Značajka predložene sheme bila je da je cilindrična mlaznica mlaznog motora završavala u dva simetrično divergentna kanala, na čijem kraju su bile ugrađene mlaznice koje se rotiraju u okomitoj ravnini.
Značajna prednost predloženog uređaja bila je jednostavnost dizajna, odsustvo potrebe za izmjenom mlaznice samog motora i uporedna lakoća upravljanja. Istovremeno, okretanje mlaznica nije zahtijevalo više napora i složene uređaje, kao, na primjer, u slučaju promjene vektora potiska okretanjem cijele elektrane.
Lovac koji je razvio Konstantin Vladimirovič bio je monoplan sa modifikovanim rasporedom motora. Najsnažniji engleski turbomlazni motor "Nin-II" sa potiskom od 2270 kgf trebao je služiti kao elektrana u to vrijeme. Dovod zraka u njega se vršio kroz prednji usis zraka. Prilikom konfiguracije stroja, jedan od glavnih zahtjeva bio je da os vektora potiska, prilikom skretanja mlaznica, prolazi blizu težišta aviona. U zavisnosti od režima leta, mlaznice su morale da se rotiraju pod najpovoljnijim uglovima u rasponu od 0 do 70°. Najveći otklon mlaznice odgovarao je slijetanju, koje je planirano da se izvede pri maksimalnom režimu rada motora. Promena vektora potiska je takođe trebalo da se koristi za kočenje aviona.
U međuvremenu, zbog postavljanja elektrane pod uglom od 10-15° u odnosu na horizontalnu ravninu lovca, opseg odstupanja mlaznica od ose motora kretao se od +15° do -50°. Predloženi dizajn dobro se uklapa u trup. Odgovarajuća rotacija i nagib ravnine rotacije mlaznica omogućili su da se ne razmaknu previše jedna od druge. Zauzvrat, to je omogućilo povećanje promjera kanala - ovaj prilično kritičan parametar optimiziran je uzimajući u obzir središnji dio trupa tako da se kanali uklapaju u njegove dimenzije.
Tehnološki, oba kanala spojena na fiksni dio, zajedno sa mehanizmom za kontrolu rotacije, činili su jednu cjelinu koja je pomoću prirubnice spojena na cilindričnu mlaznicu motora. Mlaznice su pričvršćene na krajeve kanala pomoću potisnih ležajeva. Kako bi se pokretni spoj zaštitio od djelovanja vrućih plinova, rubovi mlaznice blokirali su razmak u ravnini rotacije. Prisilno hlađenje ležajeva je organizovano izvlačenjem vazduha iz atmosfere.
Za skretanje mlaznica planirano je korištenje hidrauličkog ili elektromehaničkog pogona postavljenog na stacionarni dio mlaznice i pužnog zupčanika sa sektorom zupčanika postavljenog na mlaznici. Pogon je upravljao pilot daljinski ili automatski. Jednakost uglova rotacije postignuta je istovremenim aktiviranjem pogona. Njihovo upravljanje je sinhronizovano, a maksimalni ugao otklona fiksiran je limiterom. Mlaznica je također bila opremljena vodećim lopaticama i kućištem dizajniranim za hlađenje.
Tako je plinski mlaz postao prilično moćno sredstvo za osiguranje vertikalnog polijetanja i slijetanja. Njegova upotreba kao stajnog trapa za lovac s potiskom motora od oko 2000 kgf smanjila je površinu krila toliko da se zapravo moglo pretvoriti u upravljački element. Značajno smanjenje dimenzija krila, koje pri velikim Mahovim brojevima, kao što je poznato, čini glavni otpor aviona, omogućilo je značajno povećanje brzine leta.
Nakon upoznavanja sa projektom. A.I. Mikoyan je savjetovao K.V. Pelenberg da ga registruje kao izum. Relevantni dokumenti su 14. decembra 1946. godine poslani Zavodu za pronalaske Ministarstva vazduhoplovstva. U prijavi, poslatoj uz objašnjenje i crteže pod nazivom „Okretna mlaznica turbomlaznog motora“, autor je tražio da se ovo registruje. prijedlog kao izum "za osiguranje prioriteta".
Već u januaru 1947. godine održan je sastanak stručne komisije pri tehničkom odjeljenju MAP-a pod predsjedavanjem kandidata tehničkih nauka V.P. Gorsky. U komisiji su bili i A.N. Volokov, B.I. Cheranovsky i L.S. Kamennomostsky. Komisija je u odluci od 28. januara konstatovala da je ovaj predlog u principu tačan i preporučila autoru da nastavi da radi u tom pravcu. Uz to je napomenula da je smanjenje površine krila neprikladno, jer bi u slučaju kvara elektrane sletanje aviona bilo problematično.
Ubrzo je projekat aviona dobio konstruktivnu razradu do te mere da je to autoru dalo osnovu za njegovo razmatranje u TsAGI, CIAM, OKB Fabrike br. 300 i drugim organizacijama, gde je projekat takođe dobio pozitivnu ocjenu. Kao rezultat toga, 9. decembra 1950. godine prijava K.V. Pelenberg je primljen na razmatranje od strane Ureda za pronalaske i otkrića pri Državnom komitetu za uvođenje napredne tehnologije u nacionalnu privredu. Istovremeno je zabranjeno objavljivanje predloženog izuma.
Naravno, projekat još nije pokrio i nije mogao odmah pokriti sve suptilnosti povezane sa stvaranjem aviona sa vertikalnim poletanjem. Štaviše, morao sam da radim sam. Ali iako su se pojavile mnoge tehničke poteškoće i novi problemi, već tada je postalo jasno da je projekat stvaran, da je to početak novog pravca u modernom vazduhoplovstvu.
Sama rotirajuća mlaznica nije riješila sve probleme koji se javljaju prilikom vertikalnog polijetanja. Kako se navodi u odluci stručne komisije MAP-a,
“...kada se promijeni smjer gasnog mlaza, promijenit će se stabilnost i ravnoteža aviona, što će uzrokovati poteškoće u kontroli tokom polijetanja i slijetanja.”
Stoga je, osim promjene vektora potiska, bilo potrebno riješiti i pitanje stabilizacije vozila, jer u nedostatku strujanja zraka oko krila i repa više nisu igrali ulogu stabilizatora.
Kako bi riješio ovaj problem, Konstantin Vladimirovič je razradio nekoliko opcija stabilizacije. Prvo, neravnoteža aviona kada se vektor potiska odbije u letu može se suprotstaviti promjenom napadnih uglova stabilizatora. Drugo, pri malim brzinama leta predložio je upotrebu dodatnog mlaznog uređaja (autonomnog ili pomoću ispušnih plinova iz postkompresorskog dijela motora). Rad na drugoj metodi bio je zastrašujući zadatak, jer bez istraživanja i pročišćavanja u aerotunelu nije bilo moguće suditi o ponašanju aviona sa odbijenim mlazom gasa u blizini zemlje.
Činjenica je da kada se pojave početni poprečni poremećaji u blizini tla, ugaona ubrzanja krila brzo rastu, što dovodi do kritičnih uglova zakretanja aviona. Prilikom ručnog upravljanja bočnom stabilizacijom, pilot iz subjektivnih razloga nema vremena da na vrijeme reaguje na pojavu početnog prevrtanja. Kao rezultat kašnjenja kontrolnog ulaza, kao i određene inercije sistema, ručna kontrola ne može garantovati brzu i pouzdanu obnovu oštećenog bočnog balansiranja. Osim toga, tok plina koji silazi iz mlaznog motora, hvatajući susjedne zračne mase, uzrokuje strujanje zraka s gornje površine krila na donju, uzrokujući da se pritisak na vrhu krila povećava i smanjuje ispod njega. Ovo smanjuje podizanje krila, smanjuje prigušivanje i otežava stabilizaciju aviona u prevrtanju. Stoga je, posebno, kontrola kotrljanja zahtijevala dvostruko veću osjetljivost od kontrole koraka.
S tim u vezi, 1953. godine K.V. Pelenberg je razvio sistem bočne stabilizacije za svoj projekat VTOL lovca. Njegova posebnost bila je upotreba dva žirostabilizatora na letjelici, koji su bili postavljeni na krilo (po jedan u svakoj konzoli) na maksimalnoj udaljenosti od uzdužne ose mašine. Za njihov rad korišten je dio energije gasnog mlaza turbomlaznog motora. Sistem je pušten u rad uz pomoć žiroskopa, koji su senzori stabilizovanog položaja aviona u kotrljaju i ujedno razdjelnici pravca obnavljanja reaktivnih sila.
Kada se avion kotrljao, žirostabilizatori su stvarali dva jednaka reaktivna momenta primijenjena na konzole i djelujući u smjeru suprotnom od kotrljanja Kako se kotrljanje aviona povećavalo, momenti vraćanja su se povećavali i dostizali svoju maksimalnu vrijednost kada je dostignut maksimalni dozvoljeni ugao prevrtanja. sigurnosnih uslova. Takav sistem je imao prednost što se puštao u rad automatski, bez učešća pilota i bez međuveza, bio je bez inercije, imao je visoku osjetljivost i stalnu spremnost za rad, a stvarao je i uslove za aerodinamičko prigušivanje krila.
Stabilizatori žiro-gasa puštani su u rad u režimima poletanja i sletanja istovremeno sa rotacijom glavnih mlaznica turbomlaznog motora i prebacivanjem motora na vertikalni potisak. U cilju stabilizacije aviona u sve tri ose, u ovom trenutku je pušten i sistem stabilizacije nagiba. Da bi uključio stabilizatore kotrljanja, pilot je otvorio klapne smještene u turbinskom dijelu mlaznog motora. Dio toka gasa, koji je na ovom mjestu imao brzinu od oko 450 m/s, jurio je u gasovod, a odatle u žiroblok, koji ga je usmjerio u smjeru potrebnom da se valjak podigne. Kada su zakrilci otvoreni, gornji i donji poklopci su se automatski otvorili, pokrivajući izreze na krilu.
U slučaju da je krilo aviona zauzimalo strogo horizontalan položaj u odnosu na uzdužnu i poprečnu os, gornji i donji prozori desnog i lijevog žirobloka bili su otvoreni do polovine njihove veličine. Tokovi plina izlazili su jednakim brzinama gore i dolje, stvarajući jednake sile reakcije. U isto vrijeme, uzlazni otjecanje plina iz žirobloka spriječilo je protok zraka s gornje površine krila na donju, a samim tim i vakuum iznad krila opadao kada je vektor potiska motora odstupio.
Kada se pojavio kotrljaj, amortizer stabilizatora žiro-gasa na spuštenoj krilnoj konzoli smanjio je izlaz gasa prema gore i povećao izlaz gasa naniže, a suprotno se dogodilo na podignutoj konzoli. Kao rezultat, povećala se reaktivna sila usmjerena prema gore na spuštenoj konzoli i stvoren je povratni moment. Na krilnoj konzoli koja se diže, naprotiv, reaktivna sila koja djeluje prema dolje povećala se i pojavio se jednak moment vraćanja koji djeluje u istom smjeru. Kada se kotrljaj približio maksimalno sigurnom, giroblok zaklopke su se potpuno otvorile - na spuštenoj konzoli da bi plin mogao teći prema dolje, a na podignutoj konzoli da bi omogućio protok plina prema gore, uslijed čega su nastala dva jednaka momenta, stvarajući trenutak potpunog obnavljanja.
Glavni dio razvijenog stabilizatora bila je žiroskopska jedinica. Njegova prednja osovina bila je čvrsto pričvršćena za vanjsku kutiju, a stražnja osovina bila je čvrsto pričvršćena za plinski prijemnik. Osovine su žirobloku omogućavale slobodnu rotaciju u odnosu na os, koja je, prilikom ugradnje stabilizatora kotrljanja u krilo, morala biti postavljena strogo paralelno s uzdužnom osom aviona. U ravnini spoja gasnog prijemnika sa hiroblokom nalazio se oblikovani prozor, dolje i odozgo djelomično zatvoren klapnom. U ovoj ravnini, žiroblok i prijemnik su se približavali jedan drugome sa minimalnim razmakom, osiguravajući slobodnu rotaciju žirobloka. Da bi se izbjeglo nepotrebno curenje plina, spojna ravnina je imala labirintsku brtvu.
Prijemnik je sadržavao mehanizam za distribuciju plina. Njegova uloga je bila da usmjerava tok plina iz glavnog voda u gornju ili donju komoru žirobloka, koji je potom istjecao kroz prozore između lopatica diskova žirobloka. Ovisno o smjeru okretanja bloka, klapna je zatvarala ili gornji ili donji prozor, prenoseći plin iz glavnog voda u jednu od komora. Dok je žiroskop radio, blok je stalno održavao horizontalni položaj, a rotacija prigušnice i premosnica plina u komore nastali su kao rezultat rotacije plinskog prijemnika u odnosu na poprečnu os uzrokovanu nagibom krilo. Što je veći ugao kotrljanja, to se više otvara jedan prozor žirobloka, a drugi zatvara.
Giroblok je ugrađen u krutu kutiju, na koju su pomoću šarki pričvršćena dva para štitova, pokrivajući izreze u krilu na vrhu i na dnu. U zatvorenom položaju, zakrilci dobro prianjaju uz letvice i ostatak površine krila, bez narušavanja njegove konture. Takođe ih je pilot otvorio istovremeno sa gasnim ventilom mlaznog motora.
Žirostabilizatori su postavljeni u krilne konzole na način da su ravni žiroskopa ležale u ravnini uzdužne i poprečne ose aviona. Za avione relativno malih dimenzija, koji mogu imati značajne uglove oscilacije u nagibu, kako bi se izbjegao fenomen precesije žiroskopa, planirano je uvođenje paralelogramske veze između poprečnih osa desnog i lijevog žirobloka kako bi se držali zajedno.
Prema proračunima, bočnu stabilizaciju lovca sa vertikalnim poletanjem težine 8000 kg sa odnosom potiska prema težini aviona jednakim jedan i snagom preuzetom iz turbomlaznog motora od 3-4% mogli bi da obezbede žirostabilizatori koji se nalaze na 2,25 m od uzdužna osa u ovom slučaju su bili dovoljni prečnik 330 mm, visina - 220 mm, dužina spoljne kutije - 350 mm, širina unutrašnje kutije - 420 mm, prečnik gasovoda - 142 mm, rastojanje između osovina. blok i gasovod - 295 mm. Takve krilne instalacije mogle bi stvoriti momente uspravljanja od 100 kgm svaki pri kutu kotrljanja od 10° i 220 kgm pri kutu kotrljanja od 25-30°.
Međutim, ovom projektu lovca vertikalnog polijetanja i slijetanja tada nije bilo suđeno da se ostvari - bio je i daleko ispred tehničkih mogućnosti tog vremena. A zvanični krugovi su bili vrlo skeptični prema njemu. Budući da je u SSSR-u planska ekonomija, koja je bila podignuta na apsolutni nivo, očigledno podrazumijevala i planirane izume, u projektantskim biroima uvijek je nedostajao slobodnih obrtnih sredstava za vlastita velika istraživanja i razvoj. Tako je inicijativni projekat domaćeg aviona za vertikalno poletanje i putovanja ostao na papiru u budućnosti.
U međuvremenu, u Velikoj Britaniji je ozbiljnije shvaćena ideja o razvoju mlaznog aviona s vertikalnim poletanjem i vožnjom (VTOL). Godine 1957. kompanija "Hauker Siddley" proaktivno je počela da razvija takav avion, a iako ni oni nisu imali iskustva u stvaranju mašina ove klase, nakon samo tri godine poleteo je eksperimentalni lovac R. 1127 "Kestrel". I šest godina kasnije, na njegovoj osnovi je izgrađen eksperimentalni jurišni avion Harrier - prototip vozila istog imena, koji sada usvajaju ne samo britansko kraljevsko ratno zrakoplovstvo već i druge zemlje svijeta.
U Sovjetskom Savezu, možda je samo LII zapravo proučavao mogućnost stvaranja mlaznog aviona s vertikalnim uzlijetanjem i slijetanjem. Godine 1958. grupa koju je predvodio A.H. Rafaelijanci su razvili i izgradili eksperimentalni uređaj pod nazivom „Turbolet“.
Njegovi letovi su dokazali fundamentalnu mogućnost stvaranja aviona sa kontrolom mlaza u režimima vertikalnog poletanja, lebdenja i sletanja, kao i prilikom prelaska na horizontalni let. Međutim, ideja o stvaranju aviona za vertikalno uzlijetanje i slijetanje još nije zaokupila umove zvaničnih vlasti, iako je "portfolio" domaćih dizajnera uključivao projekat za takav avion i iskustvo stečeno tokom testiranja. od “Turboleta”.
Tek krajem 1960. godine, kada je avion R. 1127 Kestrel već leteo, a pojavile su se prve detaljnije objave o njemu, činilo se da se „probio“ u zvaničnim krugovima. Centralni komitet KPSS i Vijeće ministara SSSR-a ozbiljno su razmišljali i još jednom odlučili da „sustignu i prestignu Zapad koji se raspada“. Kao rezultat toga, nakon skoro godinu dana prepiske svih zainteresovanih organizacija, posao na projektovanju i izgradnji aviona vertikalnog poletanja i sletanja, na osnovu njihove zajedničke Rezolucije od 30. oktobra 1961. godine, poveren je OKB-115. od strane glavnog projektanta A.S. Yakovleva. Razvoj elektrane povjeren je OKB-300, glavnog projektanta S.K. Tumansky. Istina, vrijedno je napomenuti da je još 1959. godine zamjenik predsjedavajućeg Vijeća ministara SSSR-a D.F. Ustinov, predsednik Državnog komiteta za vazduhoplovnu tehnologiju P.V. Dementiev i vrhovni komandant Vazduhoplovstva SA K, A. Vershinin je pripremio nacrt Rezolucije, u kojem su planirali povjeriti izradu eksperimentalnog lovca s vertikalnim poletanjem i slijetanjem Projektnom birou glavnog konstruktora G.M. Berneva.
U jesen 1962. godine, prvi od tri prototipa aviona, pod nazivom Yak-Zb, namenjen laboratorijskim ispitivanjima, napustio je montažnu radnju 9. januara 1963. godine, probni pilot Yu.A. Garnaev je izveo prvo vezano visi na drugom primjerku Yak-Z6, a 23. juna - besplatno. Tokom testova Yu.A. Garnaeva je zamijenjen probnim pilotom V.G. Mukhin, koji je 24. marta 1966. izveo prvi let okomitog poletanja i sletanja na trećoj eksperimentalnoj mašini. Elektranu Yak-Zb pokretala su dva turbomlazna motora R-27-300 opremljena rotirajućim mlaznicama. Nakon toga, iskustvo izgradnje i ispitivanja eksperimentalnog aviona Jak-36 poslužilo je kao osnova za stvaranje borbenog VTOL aviona Jak-38 (Yak-ZbM), koji je pušten u serijsku proizvodnju i koristio ga je ratno zrakoplovstvo.
U međuvremenu, 29. avgusta 1964. (18 godina kasnije!) Državni komitet za pronalaske i otkrića izdao je K.V. Šulikov (Pelenberg) autorska potvrda br. 166244 za pronalazak rotirajuće mlaznice mlaznog motora sa prioritetom od 18. decembra 1946. Međutim, u to vrijeme SSSR nije bio član međunarodne organizacije za pronalaske i otkrića, pa stoga ovaj projekat nije mogao dobiti svjetsko priznanje, jer se autorsko pravo odnosilo samo na teritoriju SSSR-a. Do tog vremena, dizajn rotirajućih mlaznica našao je praktičnu primjenu u inženjerstvu aviona, a ideja o avionu s vertikalnim uzlijetanjem postala je rasprostranjena u svjetskom zrakoplovstvu. Na primjer, spomenuti engleski R.1127 Kestrel bio je opremljen turbomlaznim motorom Pegasus sa četiri rotacijske mlaznice.
U oktobru 1968., P. O. Sukhoi, u čijem je dizajnerskom birou Konstantin Vladimirovič do tada radio, poslao je peticiju S. K. Tumanskom da isplati autoru naknadu, jer je preduzeće na čijem je čelu ovladalo serijskom proizvodnjom mlaznih motora sa mlaznicom. izrađen prema predloženom K.V. Šulikovljeva šema. Kako je u svom obraćanju istakao Pavel Osipovič, po svom tehničkom značaju, ovaj izum je bio jedan od najvećih koji su napravljeni u oblasti avio-tehnike.
A 16. maja 1969. žalbu P. O. Suhoja podržao je A. A. Mikulin, koji je naglasio da je izum K.V. Šulikova je recenzirao još 1947. godine i „smatrao se kao novo, zanimljivo tehničko rješenje koje obećava u budućnosti realnu perspektivu korištenja potiska motora za olakšavanje polijetanja i slijetanja aviona. Osim toga, do tada su primljeni pozitivni zaključci o projektu VTOL iz 1946. od CIAM-a (br. 09-05 od 12. aprila 1963., potpisan od V.V. Yakovlevsky), TsAGI (br. 4508-49 od 16. januara 1966. godine, potpisan G.S.Bjušgens), tehničkog saveta OKB-424, kao i rešenje BRIZ MAP-a (od 22.07.1968).
Zahtev za isplatu naknade za pronalazak rotacione mlaznice razmatran je na sastanku tehničkog saveta OKB-300 održanom 10. oktobra 1969. godine. Tokom rasprave konstatovano je da je predloženi K.V. Šulikovljeva shema rotacione mlaznice prvi put je predstavljena u SSSR-u na motoru R-27-300 (izdanje 27), odnosno njegova upotreba omogućila je stvaranje prvog domaćeg dizajna ove klase. Osim toga, ova shema je također razvijena tri puta razvojem motora P-27B-300 (izd. 49). Kao potvrdu toga, tehničkom savetu 0KB-ZO0 dostavljen je akt o implementaciji pronalaska pod autorskim sertifikatom broj 166244, koji je sačinio načelnik OKB M.I. Markov i odgovorni predstavnik BRIZ OKB I.I. Motin, to je navedeno u aktu
Budući da su motori stvoreni prema ovoj shemi bili novi obećavajući smjer u razvoju tehnologije, honorar je postavljen na 5.000 rubalja. Tako je tehnički savet OKB-300 prepoznao da je rad K.V. Šulikova je bila osnova za stvaranje prvog domaćeg aviona sa vertikalnim poletanjem i sletanjem.
Uzimajući to u obzir, naučno-tehničko vijeće Tehničke direkcije MAP-a, kojim predsjedava IT. Zagainova je u oktobru 1969. smatrala legitimnim
“prepoznati prioritet u tehničkom razvoju projekta za prvi avion sa vertikalnim poletanjem prema domaćoj avio-tehnologiji.”
Na osnovu velikog tehničkog značaja i perspektiva koje je ovaj pronalazak imao, a koji je preduhitrio pojavu avijacije vertikalnog poletanja i sletanja za dugi niz godina, i rezultirajući primat domaćeg vazduhoplovstva u razvoju ove oblasti tehnike, naučni i tehnički savet je ocenio kao tehničko unapređenje blizu po značaju tehničkom otkriću i preporučio da se autoru isplati odgovarajuća naknada.
Ovo je kratka istorija prvog svetskog projekta aviona sa vertikalnim poletanjem. I iako je zamisao izvanrednog inženjera i dizajnera K.V., strastvenog za tehnički koncept. Šulikov u Sovjetskom Savezu nije bio oličen u metalu; to ne umanjuje prava autora i domaće vazduhoplovne nauke i tehnologije na prioritet u stvaranju avijacije vertikalnog poletanja.
Za pripremu publikacije korišteni su dokumentarni materijali koje je ljubazno dostavio K.V. Šulikova iz njegove lične arhive, kao i dokumenata iz Ruskog državnog ekonomskog arhiva.
Curriculum Vitae
ŠULIKOV (PELENBERG) Konstantin Vladimirovič
Konstantin Vladimirovič Šulikov (Pelenberg) rođen je 2. decembra 1911. godine u gradu Pskovu u porodici vojnog lica. Godine 1939. diplomirao je s odlikom na odsjeku za aviotehniku Moskovskog vazduhoplovnog instituta sa kvalifikacijom mašinskog inženjera. Njegove praktične aktivnosti u avio industriji K.V. Šulikov je počeo 1937. kombinujući rad sa studijama na institutu. Kao zaposlenik Projektantskog biroa glavnog projektanta N.N. Polikarpov, prošao je put od inženjera projektanta do šefa sektora krila KB-1. Učestvovao u projektovanju i izgradnji lovaca I-153 Čajka i I-180.
Od decembra 1939. do 1951. K.V. Šulikov je radio u Dizajnerskom birou glavnog dizajnera A.I. Mikojana, gdje je aktivno učestvovao u razvoju i izgradnji lovaca MiG-1, MiG-3, I-250, I-270, MiG-9, MiG-15, MiG-17, eksperimentalnog MiG-8 „Patka ” i druge letjelice. U proljeće 1941. godine upućen je u sastav brigade pogona br. 1 nazvanog po. Aviakhim stoji na raspolaganju Vazduhoplovnim snagama Zapadnog specijalnog i Baltičkog specijalnog vojnog okruga za pomoć letačko-tehničkom osoblju borbenih jedinica u savladavanju lovaca MiG-1 i MiG-3. Zadatak tima uključivao je i otklanjanje nedostataka uočenih tokom rada i usavršavanje opreme prema biltenima proizvođača. Tokom Velikog domovinskog rata, Konstantin Vladimirovič je učestvovao u restauraciji lovaca MiG-3, koji su bili u službi vazduhoplovnih pukova Ratnog vazduhoplovstva Zapadnog fronta i 6. PVO Moskve IAK. Godine 1943. razvio je tehnologiju za proizvodnju rezervoara za meko gorivo.
Paralelno sa radom u OKB-155, od 1943. do 1951., K. V. Šulikov je dosta honorarno predavao na Moskovskom vazduhoplovnom institutu, gde je bio član Odseka za projektovanje aviona. Održao je oko 600 sati predavanja o dizajnu aviona za studente 5. godine, bio je i rukovodilac diplomskih projekata, recenzent i učestvovao u izradi nastavnih sredstava za studente i maturante.
1951. godine, u skladu sa naredbom MAP-a, Konstantin Vladimirovič je prebačen na rad u Aviastroyspetstrust br. 5, a 1955. godine - na raspolaganje OKB-424 fabrike br. 81 MAP-a. Godine 1959. prelazi u Projektni biro General Designer S.A. Lavočkina, gdje je vodio razvoj i organizaciju automatske tačke navođenja za raketni sistem Dal na poligonu Saryshagan u području jezera Balkhash. Od 1968. K.V. Šulikov je karijeru nastavio u Projektantskom birou generalnog konstruktora P.O. Sukhoi. Bio je aktivan učesnik u razvoju i izgradnji nadzvučnog raketnog aviona T-4.
Od 1976. do 2003. Konstantin Vladimirovič je radio u Istraživačko-proizvodnom udruženju Molniya, na čijem je čelu bio G. E. Lozino-Lozinsky. Učestvovao je u dizajnu i izradi svemirske letjelice za višekratnu upotrebu "Buran", njenih analognih i eksperimentalnih uzoraka. Mnoga od tehničkih rješenja koje je predložio prihvaćena su za razvoj i proizvodnju.
K.V. Šulikov posjeduje niz naučnih radova i više od 30 izuma iz oblasti avijacije i astronautike. Uz njegovo učešće (zajednički TsAGI, TsNII-30 MO, NII-2 MAP), obavljen je istraživački rad na „Istraživanju vazduhoplovnog kompleksa za vazdušno lansiranje raketa“, uključujući „Proučavanje izgleda avionskog pojačivača raketa“. proizvod “100” V.N. Čelomeja baziran na nadzvučnom avionu T-4." Izradio je projekat aviona za vertikalno uzletanje i sletanje, projekte različitih sistema u oblasti stabilizacije i upravljivosti aviona, projekat stabilizacijske platforme za visinsku astronomsku stanicu Akademije nauka SSSR za podizanje aviona. veliki teleskop težak 7,5 tona u stratosferu, projekat merdevina na naduvavanje za kosmonaute za rad u svemiru i drugo.
Ladoga-9 UV
Nedavno je razvio projekte dvomotornih višenamjenskih amfibijskih aviona „Ladoga-bA” sa 6 sjedišta i „Ladoga-9I” sa 9-11 sjedišta. 1997. godine, projekat amfibijskog aviona Ladoga-bA nagrađen je zlatnom medaljom na svjetskoj izložbi u Briselu-Eureka-97.
Za kontrolu vektora potiska u raketnom motoru na čvrsto gorivo, nepraktično je montirati cijeli motor u ovjes (s mogućim izuzetkom motora s noniusom), tako da dizajneri imaju na raspolaganju
Rice. 117. Trimeri mlaznica
Ostaju sljedeća rješenja: ugradnja mehaničkih upravljačkih površina u mlaznicu koje odbijaju mlaz plina, rotacija mlaznice ili njenog dijela, sekundarno ubrizgavanje i korištenje dodatnih upravljačkih mlaznica (slično kao što se to radi u raketi na tečno gorivo motor).
Mehaničke kontrolne površine uključuju, pored plinskih kormila i deflektora o kojima smo gore govorili, klizne i rotacijske trim jezičke prikazane na Sl. 117. Učinak otklone površine na plinski mlaz može se približno izračunati korištenjem teorije nadzvučnog strujanja oko aeroprofila, ali da bi se dobile tačne vrijednosti kontrolne sile (komponenta sile potiska okomita na osu motora) u zavisnosti od veličina otklona, potrebna su mjerenja. U radu se navodi da mlaznice sa takvom kontrolom gasnog mlaza omogućavaju postizanje maksimalnih bočnih sila koje dostižu aksijalnu komponentu potiska uz dobru ponovljivost. Unatoč činjenici da upravljanje vektorom potiska uz pomoć pokretnih mehaničkih površina dovodi do gubitaka potiska zbog dodatnog otpora i zahtijeva mukotrpan razvoj i tehnološki rad s ciljem osiguranja njihove čvrstoće i integriteta u uvjetima visokih dinamičkih pritisaka, temperatura i toplinskih tokova, oni uspješno su korišteni u projektilima kao što su Polaris i Bomark.
Rotacione mlaznice obezbeđuju najefikasnije mehaničko upravljanje mlazom gasa, jer ne izazivaju značajno smanjenje potiska i konkurentne su po karakteristikama mase. Jedan primjer korištenja ovakvog tehničkog rješenja je montaža četiri rotirajuće mlaznice sa kardanom i kugličnim zglobom koji se koristi na prvom stupnju Minuteman rakete.
Sistem je omogućio kontrolu vektora potiska u ravninama skretanja, nagiba i kotrljanja bez primjetnih gubitaka potiska, a ugao otklona gasnog mlaza je linearno ovisio o rotaciji bloka mlaznice.
Dalje poboljšanje metoda upravljanja vektorom potiska povezano je sa modernijim shemama koje eliminišu upotrebu kardana i pokretnih vrućih metalnih dijelova smještenih u mlaznici raketnog motora na čvrsto gorivo. Takve šeme uključuju: a) sistem ovjesa mlaznica tipa “techrol” razvijen za motore na čvrsto gorivo interorbitalnih tegljača (vidi sliku 148 u poglavlju 11); b) sistem upravljanja vektorom potiska koji se koristi u motoru modula gasa sa mlaznicom na zglobnoj suspenziji (vidi sliku 150 u poglavlju 11); c) shema montaže mlaznice na fleksibilni nosač koji se koristi u akceleratoru na čvrsto gorivo Space Shuttle VKS. Pogledajmo posljednju shemu detaljnije.
Na sl. 118 prikazuje stražnji sklop TTU-a i prikazuje lokaciju jedinica sistema upravljanja vektorom potiska, a na Sl. 119 prikazuje dizajn priključnog sklopa fleksibilne mlaznice. Spojna jedinica je školjka od fleksibilnog elastičnog materijala sa 10 čeličnih prstenastih zaptivki lučnog presjeka. Prvi i posljednji armaturni prsten pričvršćeni su na stacionarni dio mlaznice, koji je spojen na kućište motora. Pogoni rotirajućih mlaznica se napajaju pomoću pomoćne jedinice za napajanje. Sastoji se od dvije odvojene hidraulične pumpne jedinice koje prenose hidrauličku energiju na radne servo cilindre, od kojih jedna obezbjeđuje rotaciju mlaznice u ravnini klizanja, a druga u ravni bočne rotacije (Sl. 120). Ako jedna od jedinica pokvari, hidraulička snaga druge se povećava i ona prilagođava otklon mlaznice u oba smjera. Od operacije odvajanja akceleratora do ulaska u vodu, aktuatori održavaju mlaznicu u neutralnom položaju. Servo cilindri su orijentisani prema van pod uglom od 45° u odnosu na ose nagiba i skretanja aviona. Imajte na umu da pomoćni pogonski agregat koji napaja pogone sistema upravljanja vektorom potiska u razmatranom motoru na čvrsto gorivo radi na tečno jednokomponentno gorivo - hidrazin, koji se podvrgava katalitičkoj razgradnji u generatoru gasa na katalizatoru u obliku aluminijskih peleta. presvučen iridijumom.
10.3.1. SEKUNDARNO UBRIZGAVANJE
Metoda za ubrizgavanje pomoćne radne tvari u mlaznicu čvrstog goriva za kontrolu vektora potiska predložena je kasnih 1940-ih. i počeo se koristiti u serijskim avionima
uređaja ranih 1960-ih. Supstance koje se koriste u ove svrhe uključuju inertne tečnosti kao što su voda i freon-113, kao i tečnosti koje reaguju sa vodonikom u produktima sagorevanja i dvokomponentnim gorivima (na primer, hidrazin
Rice. 121 ilustruje mehanizam uticaja injektiranja na polje protoka u mlaznici. Osim što ubrizgana tečnost zamjenjuje dio izduvnih plinova, ubrizgavanje dovodi do formiranja sistema udarnih valova (razdjelni udar i inducirani pramčani udar). Bočna komponenta reaktivne sile nastaje kao posljedica dva efekta: prvo, protok impulsa tvari ubrizgane kroz
Rice. 118. (vidi skeniranje) Donji sklop akceleratora na čvrsto gorivo Space Shuttle VKS - kabl za napajanje (12 kom.); 2 - potporni okvir; 3 - sistem upravljanja vektorom potiska (2 kom.); 4 - gargrot; 5 - prednji blok mlaznica; 6 - punjenje čvrstog goriva; 7 - prihvatni okvir; 8 - blok opreme za telemetriju; 9 - prstenovi za zavoje; 10 - motori TTU sistema razdvajanja (4 bloka); toplotni štit.
(kliknite za pregled skeniranja)
Rice. 121. Sekundarni mehanizam za ubrizgavanje. 1 - granični sloj; 2 - skok odvajanja; 3 - odvojena granica protoka; 4 - otvor za ubrizgavanje; 5 - udarni talas glave; 6 - granica zone ubrizgavanja.
otvor, dovodi do pojave bočne reakcijske sile, drugo, stvara se dodatna bočna sila zbog promjene raspodjele pritiska na zidu mlaznice. Drugi efekat povećava bočnu komponentu u poređenju sa slučajem kada se tečnost ubrizgava direktno u okolnu atmosferu, a ne u nju. Na primjer, prilikom puhanja u mlaznicu uočeno je povećanje bočne sile za 2-3 puta. Efikasnost ovakvog sistema upravljanja vektorom potiska u ravnima skretanja i nagiba za raketni motor na čvrsto gorivo sa jednom centralnom mlaznicom zavisi od lokacije ulaznog otvora i brzine protoka ubrizgane supstance. Veličina bočne komponente kada se plin ubrizgava u mlaznicu ili tečnost koja ne isparava može se izračunati na drugi način (različit od onog opisanog u odjeljku 10.2), aproksimacijom oblika granične površine između ubrizgane tvari a glavni tok polucilindrom sa hemisferičnom bazom.
Sa strane glavnog toka na ovu površinu deluje sila pritiska, paralelna sa zidom i proporcionalna gde je poluprečnik cilindra, srednji statički pritisak u jezgru strujanja. Zanemarujući sile isparavanja, miješanja i viskozne sile na graničnoj površini, zapisujemo uvjet ravnoteže između protoka impulsa ubrizgane tekućine, paralelno sa zidom, i sile pritiska:
gdje je brzina protoka (smatra se jednakom asimptotičkoj brzini protoka tekućine paralelne sa zidom), asimptotska
brzina ubrizgane supstance. Ako pretpostavimo da je ono što se postiže kao rezultat izentropskog širenja tečnosti od stagnacionog pritiska do pritiska, onda je to poznati parametar koji zavisi samo od termodinamičkih svojstava ubrizgane supstance. dakle,
Sila normalna na zid ima tri komponente: 1) normalnu brzinu na izlazu iz ulaznog otvora), 2) razliku između sila pritiska na izlazu iz rupe u prisustvu i odsustvu ubrizgavanja i 3) razliku između integrala preko unutrašnje površine mlaznice od pritiska na zid sa i bez ubrizgavanja. Pri dovoljno malim uglovima mlaznice, izraz za bočnu silu ima oblik
gdje je avyh poluugao izlaznog zvona mlaznice, bezdimenzionalni koeficijent koji ovisi o geometrijskim karakteristikama mlaznice, lokaciji ulaza i omjeru specifičnih toplinskih kapaciteta tvari u ispušnoj struji. Proračun korištenjem ove formule dobro se slaže s eksperimentalnim podacima.
Ako je potrebna kontrola vektora potiska u ravnini kotrljanja, tada možete koristiti dvije mlaznice ili ugraditi par tankih uzdužnih razdjelnih rebara u izlaznu utičnicu i ubrizgati tekućinu kroz odgovarajuće rupe. Od sl. 122 može se vidjeti da rupe omogućavaju kontrolu nagiba, rupe za skretanje i spojeve injektiranja ili kotrljanja. U aerotunelu sa vodom kao injektiranom tečnošću izvršena je parametarska studija raspodele pritiska u takvoj mlaznici i njegovih promena u zavisnosti od odnosa sekundarnog i glavnog protoka i optimalnog položaja ulaznih otvora za sekundarnu mlaznicu. određena je injekcija. Ovi rezultati su potom korišćeni za razvoj specijalnog uređaja u kojem je sagorevano malo punjenje monopropelenta na bazi PCA, a freon-113 se ubrizgava u mlaznicu (Sl. 123). Motor je ugrađen u dva precizna ležaja, što mu je omogućilo da se slobodno (bez trenja) kreće u ravnini kotrljanja. Moment rotacije mjeren je pomoću dvije grede zavarene okomito na adaptersku spojnicu pričvršćenu na prednji dno raketnog motora na čvrsto gorivo. Grede su bile čvrsto ugrađene u postolje i podvrgnute savijanju kada se primijenio obrtni moment. Mjerni most sa mjeračima naprezanja,
Rice. 122. Šematski dijagram centralne mlaznice raketnog motora na čvrsto gorivo, koja omogućava upravljanje duž tri ose.
postavljen na grede, davao je signal koji je varirao proporcionalno trenutku.
Rezultati predstavljeni na sl. 124 pokazuju da lokacija ulaznih otvora za ubrizganu supstancu malo utiče na moment, dajući odstupanja od samo 10-15% (ovo nije iznenađujuće, budući da je položaj rupa izabran na osnovu ispitivanja sa hladnim radnim fluidom ), i smanjenje specifičnog impulsa zbog
Rice. 123. Šema instalacije klupe.
Rice. 124. (vidi skeniranje) Eksperimentalni podaci o ovisnosti omjera momenta i potiska (a) i specifičnog impulsa i dodatne aksijalne komponente potiska (b) od ubrizganog protoka.
ugradnjom uzdužnih rebara u mlaznicu kompenzuje se ubrizgavanjem tečnosti, a sa povećanjem protoka tečnosti povećava se specifični impuls.
U slalomu su rolne identične, odnosno visoke, ali od podupravljanja nema ni traga! Istom brzinom kojom je „nesistematska” verzija svom snagom klizila svojim prednjim dijelom, Outlander Sport se jednostavno okreće i nastavlja dalje. Kontrast je posebno upečatljiv na luku sa sve manjim radijusom, gdje je ponašanje automobila djelovalo potpuno nerealno. Ako je obična verzija teško mogla završiti ovu vježbu pri brzini od 30 km/h, onda ju je nova modifikacija, koja ima S-AWC, lako završila pri 40 km/h.
Automobil se ponaša mnogo sigurnije kako u krugu (klizanje počinje kasnije) tako i tokom „prestrojavanja“, koje se takođe može završiti većom brzinom i, za razliku od obične verzije, gotovo bez zanošenja. Ukratko, ponašanje Outlander Sporta u ekstremnim režimima ne može se nazvati drugačije nego čudesnim - čini se da crossover ignorira zakone fizike. Sada da vidimo da li će se razlika primijetiti prilikom vožnje javnim putevima.
Skoro sportista
Prvo, prisjetimo se osjećaja vožnje običnog Outlandera, bez prefiksa Sport u nazivu, odnosno bez S-AWC. Krosover savršeno stoji na pravoj liniji, zanemaruje neravnine i neravnine, ali pri brzom ulasku u krivine vozač ima osjećaj neizvjesnosti zbog velikih prevrtanja i nedostatka reaktivne sile na volanu. Ali ako vozite mirno, sve se vraća u normalu. Glatkoća vožnje je odlična, iako šasija više ne može da se nosi sa iskreno polomljenim asfaltom. Međutim, u okolini Sankt Peterburga, gdje je održano testiranje, putevi su na nekim mjestima toliko loši da je vrijeme da se vozi tenk, a ne automobil. Među nedostacima primjećujem jasno pogoršanje uglađenosti vožnje na stražnjoj sofi u odnosu na prednja sjedišta. Osim toga, putnici u drugom redu jedva čuju one koji sede ispred zbog jake buke u gumama.
Vrijedi reći da je ovaj automobil proizveden 2013. godine. A 2014. godine crossover je dobio vrlo značajna poboljšanja. Tako da imam priliku ne samo da saznam kako se pokreće modifikacija Outlander Sport, već i da procijenim druge inovacije u praksi. Prije svega, primjećujem sastavljeniju suspenziju, koja je počela malo detaljnije replicirati mikroprofil asfalta. Ali ažurirana šasija bolje podnosi ozbiljne udare i otpornija je na kotrljanje u normalnim uslovima vožnje. Od 2014. godine, sve modifikacije Outlandera su dobile ovu suspenziju.
Ali čvršći volan je ekskluzivni prerogativ Outlander Sport verzije. I osjećaj automobila je postao potpuno drugačiji: osjećam se kao da je napeo mišiće i više se ne osjećam nesigurno kada se brzo okrećem. Štaviše, ponašanje crossovera ima sportske note! Ovaj auto mi se mnogo više sviđa.
Osim toga, značajno je poboljšan komfor za putnike pozadi, prvenstveno akustički. Sve modifikacije Outlandera iz 2014. dobile su dodatnu zvučnu izolaciju, a to je vidljivo golim uhom - sada mogu mirno razgovarati s vozačem dok sjedim na zadnjem sjedištu. A tvrđi ovjes se, iznenađujuće, pokazao manje drmajući. Da, da, ovo se dešava kada je šasija ispravno konfigurisana.
Što se tiče S-AWC-a, njegov rad se uopšte ne oseća tokom normalne vožnje. Ovo je za očekivati. Sistem radi svoj posao nezapaženo, za šta mu treba odati čast i pohvale. Ukratko, Mitsubishi Outlander svake godine postaje sve bolji. U 2015. godini, crossover će doživjeti globalno ažuriranje. Dakle, čekamo novi sastanak.
Tehničke karakteristike Mitsubishi Outlander Sport 3.0
