سیستم کنترل بردار رانش چگونه کار می کند؟ کنترل بردار رانش بردار رانش کنترل شده به چه معناست؟

بردار رانش کنترل شده

کنترل بردار رانش (TCV)موتور جت - انحراف جریان جت موتور از جهت مربوط به حالت کروز.

در حال حاضر، کنترل بردار رانش عمدتاً با چرخش کل نازل یا بخشی از آن انجام می شود.

شکل 1: نمودارهای نازل با UVT مکانیکی: الف) - با انحراف جریان در قسمت زیر صوت؛ ب) - با انحراف جریان در قسمت مافوق صوت. ج) - ترکیب شده است.

طرحی با انحراف جریان در قسمت مادون صوت با همزمانی زاویه انحراف مکانیکی با زاویه دینامیکی گاز مشخص می شود. برای مداری که فقط در قسمت مافوق صوت انحراف دارد، زاویه دینامیکی گاز با زاویه مکانیکی متفاوت است.

شکل 2: نمودار یک نازل با GUVT با استفاده از هوای اتمسفر در حالت جریان محوری: 1-جریان قدرت؛ 2-جریان کنترلی اجکت شده جو پوسته 3 حلقه ثابت به دنده های تقسیم. 4-دنده های تقسیم کننده.

شکل 3: نمودار یک نازل با GUVT در حالت حداکثر انحراف بردار رانش: 1-بخش بسته؛ 2-بخش باز 3-منطقه کم فشار.

یک نازل دینامیک گاز از تکنیک "جت" برای تغییر ناحیه موثر نازل و انحراف بردار رانش استفاده می کند، اما نازل از نظر مکانیکی قابل تنظیم نیست. این نازل فاقد قطعات متحرک داغ و پر بار است؛ به خوبی با ساختار هواپیما مطابقت دارد که باعث کاهش وزن هواپیما می شود.

خطوط بیرونی نازل ثابت می تواند به طور یکپارچه با خطوط هواپیما ترکیب شود و ویژگی های پنهان کاری را بهبود بخشد. در این نازل می توان هوای کمپرسور را به سمت انژکتورها در قسمت بحرانی و در قسمت منبسط کننده هدایت کرد تا قسمت بحرانی را تغییر داده و بردار رانش را کنترل کند.

پیوندها

• RD-133 - در airwar.ru

ادبیات

1. Bezverby V.K.، Zernov V.N.، Perelygin B.P.انتخاب پارامترهای طراحی هواپیما.. - M.: MAI.، 1984.
2. شماره 36 // اطلاعات اکسپرس. سری: ساختمان موتور هواپیما.. - M.: CIAM., 2000.
3. کراسنوف N.F. آیرودینامیک. 2 // آیرودینامیک. روشهای محاسبات آیرودینامیکی.. - M.: VSh، 1980.
4. Shvets A.I.آیرودینامیک اشکال باربر.. - کیف: VSh، 1985..
5. Zalmanzon L.A.تئوری عناصر پنومونی. - M.: Nauka، 1969. - P. 508.
6. 2 // تجربه در ایجاد دستگاه کنترل بردار رانش دینامیک گاز چکیده گزارش ها.. - سامارا: «کنفرانس علمی و فنی بین المللی به یاد طراح عمومی فناوری هوافضا، آکادمیسین N.D. کوزنتسوا»، 2001 - ص 205-206.

یا قسمت هایی از آن.

یوتیوب دایره المعارفی

• 1 / 5

  اولین آزمایشات مربوط به اجرای عملی بردار رانش متغیر در هواپیما به سال 1957 برمی گردد و به عنوان بخشی از برنامه ای برای ایجاد یک هواپیمای جنگی با برخاست و فرود عمودی در انگلستان انجام شد. نمونه اولیه با نام P.1127 مجهز به دو نازل چرخشی 90 درجه بود که در کناره های هواپیما در مرکز ثقل قرار داشتند که حرکت را در حالت های پروازی عمودی، انتقالی و افقی ارائه می کرد. اولین پرواز R.1127 در سال 1960 انجام شد و در سال 1967 اولین هواپیمای تولیدی VTOL به نام هریر بر اساس آن ساخته شد.

  یک گام مهم رو به جلو در توسعه موتورهای با بردار رانش متغیر در چارچوب برنامه های VTOL، ایجاد VTOL Yak-41 مافوق صوت شوروی در سال 1987 بود. وجه تمایز اساسی این هواپیما وجود سه موتور بود: دو موتور بالابر و یک موتور بالابر با یک نازل چرخشی که بین بوم های دم قرار داشت. طراحی سه بخش نازل موتور بالابر پیشرانه امکان چرخش 95 درجه را از حالت افقی به سمت پایین فراهم می کند. \

  گسترش ویژگی های مانورپذیری

  حتی در حین کار روی R.1127، آزمایش کنندگان متوجه شدند که استفاده از بردار رانش منحرف شده در پرواز تا حدودی مانور هواپیما را تسهیل می کند. با این حال، به دلیل سطح ناکافی توسعه فناوری و اولویت برنامه های VTOL، کار جدی در زمینه افزایش قدرت مانور از طریق هواپیماهای پیشرفته تا پایان دهه 1980 انجام نشد.

  در سال 1988، بر اساس جنگنده F-15 B، یک هواپیمای آزمایشی با موتورهایی با نازل های صاف و انحراف بردار رانش در صفحه عمودی ایجاد شد. نتایج پروازهای آزمایشی کارایی بالای OVT را برای افزایش قابلیت کنترل هواپیما در زوایای حمله متوسط ​​و بالا نشان داد.

  تقریباً در همان زمان ، موتوری با انحراف متقارن محوری نازل مقطع دایره ای در اتحاد جماهیر شوروی ساخته شد که کار روی آن به موازات کار روی یک نازل صاف با انحراف در صفحه عمودی انجام شد. از آنجایی که نصب نازل صاف روی موتور جت با از دست دادن 10-15٪ نیروی رانش همراه است، ترجیح به نازل گرد با انحراف متقارن محور داده شد و در سال 1989 اولین پرواز جنگنده Su-27 با موتور آزمایشی انجام شد. محل.

  اصول کارکرد، اصول جراحی، اصول عملکرد

  طرحی با انحراف جریان در قسمت مادون صوت با همزمانی زاویه انحراف مکانیکی با زاویه دینامیکی گاز مشخص می شود. برای مداری که فقط در قسمت مافوق صوت انحراف دارد، زاویه دینامیکی گاز با زاویه مکانیکی متفاوت است.

  طراحی نمودار نازل نشان داده شده در برنج. 1a، باید یک واحد اضافی داشته باشد که انحراف کل نازل را تضمین کند. نمودار نازل با انحراف جریان فقط در قسمت مافوق صوت روشن است برنج. 1bدر واقع، هیچ عنصر خاصی برای اطمینان از انحراف بردار رانش ندارد. تفاوت در عملکرد این دو طرح در این واقعیت بیان می شود که برای اطمینان از همان زاویه موثر انحراف بردار رانش، طرح با انحراف در قسمت مافوق صوت نیاز به گشتاورهای کنترلی زیادی دارد.

  طرح های ارائه شده همچنین نیازمند حل مشکلات حصول اطمینان از ویژگی های وزنی-بعدی قابل قبول، قابلیت اطمینان، عمر مفید و سرعت است.

  دو طرح کنترل بردار رانش وجود دارد:

  • با کنترل در یک هواپیما؛
  • با کنترل در تمام سطوح (با انحراف تمام زاویه).

  کنترل بردار رانش دینامیک گاز (GUVT)

  راندمان بالای کنترل بردار رانش را می توان با استفاده از کنترل بردار رانش دینامیکی گاز (GUVT) به دلیل ورود نامتقارن هوای کنترل به مسیر نازل.

  یک نازل دینامیک گاز از تکنیک "جت" برای تغییر ناحیه موثر نازل و انحراف بردار رانش استفاده می کند، در حالی که نازل به صورت مکانیکی قابل تنظیم نیست. این نازل فاقد قطعات متحرک داغ و پر بار است؛ به خوبی با ساختار هواپیما مطابقت دارد که باعث کاهش وزن هواپیما می شود.

  خطوط بیرونی نازل ثابت می تواند به طور یکپارچه با خطوط هواپیما ترکیب شود و ویژگی های طراحی کم مشاهده را بهبود بخشد. در این نازل می توان هوای کمپرسور را به سمت انژکتورها در قسمت بحرانی و در قسمت منبسط کننده هدایت کرد تا قسمت بحرانی را تغییر داده و بردار رانش را کنترل کند.

  تشکیل نیروهای کنترلی با ترتیب عملیات زیر تضمین می شود.

  1. در مرحله اول عملیات نازل (شکل 5)زاویه انحراف فلپ های قسمت واگرای نازل - زاویه را افزایش دهید α نصب فلپ های خروجی قسمت در حال گسترش 3 نازل ها
  2. در فاز دوم (شکل 6)، در حالت ایجاد نیروهای کنترلی در قسمتی از سطح نازل، دمپرها باز می شوند 8 برای ورود هوای جوی به قسمت هایی از سطح جانبی قسمت در حال گسترش نازل 3 . بر شکل 6نمای نشان داده شده است آو جهت جریان هوای اتمسفر از طریق سوراخ های باز با دمپر در قسمتی از سطح جانبی. تعویض دمپرها 8 در نیمه مخالف قسمت منبسط جانبی نازل منجر به انحراف جت و بردار رانش موتور در یک زاویه می شود. β در جهت مخالف.

  

  برای ایجاد نیروهای کنترلی در یک موتور با نازل مافوق صوت، می توانید قسمت مافوق صوت یک نازل موجود را کمی تغییر دهید. این ارتقاء نسبتاً ساده به حداقل تغییرات در قطعات اصلی و مجموعه‌های نازل اصلی و استاندارد نیاز دارد.

  در طول طراحی، اکثر (تا 70٪) اجزا و قطعات ماژول نازل ممکن است تغییر نکنند: فلنج نصب به بدنه موتور، بدنه اصلی، درایوهای هیدرولیک اصلی با واحدهای بست، اهرم ها و براکت ها و همچنین همانطور که بخش بحرانی فلپ می شود. طراحی فلپ ها و اسپیسرهای قسمت منبسط نازل در حال تغییر است که طول آن افزایش می یابد و در آن سوراخ هایی با دمپرهای چرخشی و محرک های هیدرولیکی ایجاد شده است. علاوه بر این، طراحی فلپ های خارجی تغییر می کند و سیلندرهای پنوماتیک برای آنها با سیلندرهای هیدرولیک با فشار کاری تا 10 مگاپاسکال (100 کیلوگرم بر سانتی متر مربع) جایگزین می شوند.

  بردار رانش قابل انحراف

  بردار رانش قابل انحراف (OVT) - عملکرد نازل، تغییر جهت جریان جت. طراحی شده برای بهبود مشخصات تاکتیکی و فنی هواپیما. نازل جت قابل تنظیم با بردار رانش قابل انحراف دستگاهی با اندازه مقطع بحرانی و خروجی متغیر بسته به حالت کار موتور است که در کانال آن جریان گاز به منظور ایجاد نیروی رانش جت و قابلیت انحراف آن تسریع می شود. بردار رانش در همه جهات.

  کاربرد در هواپیماهای مدرن

  در حال حاضر سیستم انحراف بردار رانش به دلیل بهبود قابل توجه کیفیت پرواز و جنگ ناشی از استفاده از آن به عنوان یکی از عناصر اجباری یک هواپیمای جنگی مدرن در نظر گرفته می شود. مسائل مربوط به نوسازی ناوگان هواپیماهای جنگی موجود که OVT ندارند نیز با جایگزینی موتورها یا نصب واحدهای OVT بر روی موتورهای استاندارد به طور فعال در حال بررسی است. گزینه دوم توسط یکی از تولید کنندگان پیشرو روسی موتورهای توربوجت - شرکت Klimov که همچنین تنها نازل سریال جهان را با انحراف بردار رانش تمام زاویه برای نصب بر روی موتورهای RD-33 (خانواده جنگنده های MiG-29) تولید می کند. ) و AL-31F (جنگنده های برند سو).

  هواپیمای جنگی با بردار رانش:

  با انحراف بردار رانش متقارن محوری

  • Su-27SM2 ​​(موتور AL-31F-M1، محصول 117S)
  • Su-30 (موتور AL-31FP)
  • PAK FA (نمونه اولیه)
  • F-15 S (تجربی)
  با انحراف بردار رانش در یک نازل صاف

  امروزه هواپیماهای برخاست و فرود عمودی دیگر چیز جدیدی نیستند. کار در این راستا عمدتاً از اواسط دهه 50 آغاز شد و به جهات مختلفی رفت. در طول کار توسعه، هواپیماهایی با تاسیسات چرخشی و تعدادی دیگر توسعه یافتند. اما در میان همه پیشرفت هایی که برخاست و فرود عمودی را تضمین می کرد ، فقط یکی از آنها توسعه شایسته ای دریافت کرد - سیستمی برای تغییر بردار رانش با استفاده از نازل های چرخشی موتور جت. در همان زمان، موتور ثابت ماند.جنگنده های هریر و یاک-38، مجهز به نیروگاه های مشابه، به تولید کامل رسیدند.
  

  
  

  با این حال، ایده استفاده از نازل های چرخشی برای اطمینان از برخاستن و فرود عمودی، ریشه در اواسط دهه 40 دارد، زمانی که در دیوارهای OKB-155، به سرپرستی طراح ارشد A.I. میکویان به ابتکار خود پروژه ای را برای چنین هواپیمایی توسعه داد. نویسنده آن کنستانتین ولادیمیرویچ پلنبرگ (شولیکوف) بود که از روز تأسیس OKB در او کار می کرد.

  شایان ذکر است که در سال 1943 K.E. پلنبرگ همچنین به طور فعال پروژه ای را برای یک جنگنده با یک برخاست و فرود کوتاه توسعه داد. ایده ایجاد چنین ماشینی ناشی از تمایل طراح برای کاهش فاصله برخاست به منظور اطمینان از کار رزمی از فرودگاه های خط مقدم آسیب دیده توسط هواپیماهای آلمانی بود.

  در اواخر دهه 30 - 40 بسیاری از طراحان هواپیما به مشکل کاهش فاصله برخاست و فرود هواپیما توجه کردند. با این حال، در پروژه های خود سعی در حل آن با افزایش بالابر بال با استفاده از نوآوری های فنی مختلف داشتند که در نتیجه طرح های بسیار متنوعی ظاهر شد که برخی از آنها به نمونه های اولیه رسیدند. هواپیماهای دوباله با بال پایینی قابل جمع شدن در پرواز (جنگنده های داعش طراحی شده توسط V.V. Nikitin و V.V. Shevchenko) و هواپیماهای تک هواپیما با بال جمع شونده در پرواز (هواپیمای RK طراحی شده توسط G.I. Bakshaev) ساخته و آزمایش شدند. علاوه بر این، طیف گسترده ای از مکانیزاسیون بال برای آزمایش ارائه شد - نوارهای جمع شونده و بال، انواع مختلف فلپ، بال های تقسیم شده و موارد دیگر. با این حال، این نوآوری ها نمی توانند به طور قابل توجهی فاصله برخاستن و دویدن را کاهش دهند.

  در پروژه خود، K.V. Pelenberg توجه خود را نه بر روی بال، بلکه بر روی نیروگاه متمرکز کرد. در دوره 1942-1943. او چندین طرح جنگنده را توسعه داد و به دقت تجزیه و تحلیل کرد که از تغییر در بخش رانش به دلیل ملخ های قابل انحراف برای کوتاه کردن برخاست و سفر استفاده می کردند. بال و دم در این موارد فقط به دستیابی به وظیفه اصلی کمک کردند.

  جنگنده ای که در نهایت توسعه یافت، یک تک هواپیمای دو بوم با ارابه فرود سه چرخ با پشتیبانی از جلو بود. پرتوهای فاصله دار بال را به دم متصل می کرد که دارای یک تثبیت کننده تمام حرکت بود. تکیه گاه اصلی ارابه فرود روی تیرها قرار داشت و سلاح های کوچک و توپ در قسمت جلویی بدنه قرار داشتند.

  نیروگاه در پشت بدنه پشت کابین خلبان قرار داشت. نیرو از طریق گیربکس و شفت های کشیده به پیچ های فشار دهنده جفتی که دارای چرخش معکوس بودند منتقل می شد. دومی گشتاور واکنش را حذف کرد و کارایی گروه پروانه-موتور را افزایش داد.

  در طول حالت های برخاستن و فرود، ملخ های دوقلو با استفاده از درایو هیدرولیک می توانند نسبت به محور گیربکس به سمت پایین بچرخند و در نتیجه نیروی بالابر عمودی ایجاد شود. طراحی دو پرتو به طور کامل حرکت آزاد پروانه ها را تسهیل می کرد، در حالی که در موقعیت انحراف آنها کمی توسط بدنه و بال سایه می زدند. هنگام نزدیک شدن به زمین یا هنگام پرواز در نزدیکی آن، ملخ ها قرار بود ناحیه ای از هوای متراکم شده را در زیر هواپیما تشکیل دهند و اثر یک بالشتک هوا را ایجاد کنند. در همان زمان، کارایی آنها نیز افزایش یافت.

  طبیعتاً وقتی ملخ ها از محور طولی به سمت پایین برگشتند، یک لحظه غواصی به وجود آمد، اما به دو صورت با آن مقابله شد. از یک طرف، انحراف تثبیت کننده تمام حرکت، که در منطقه دمیدن فعال پروانه ها کار می کند، به یک زاویه منفی. از سوی دیگر، انحراف کنسول بال در صفحه وتر به جلو با زاویه ای مطابق با شرایط تعادل برای یک جهت معین از بردار رانش است. هنگامی که هواپیما پس از صعود به ارتفاع امن به پرواز افقی منتقل شد، ملخ ها به موقعیت اصلی خود چرخیدند.

  اگر این پروژه اجرا می شد، جنگنده پیشنهادی می توانست مسافت بسیار کوتاهی برای برخاستن داشته باشد، اما برای برخاستن عمودی قدرت موتورهایی که در آن زمان وجود داشت به وضوح کافی نبود. بنابراین، برای چنین پروژه ای، به منظور کاهش فواصل برخاست و فرود، و همچنین برخاست و فرود در امتداد یک مسیر شیب دار نزدیک به عمودی، نیاز به یک یا دو موتور پرقدرت بود که به طور همزمان روی یک شفت کار می کردند.

  طراحی شده توسط K.B. پروژه جنگنده پلنبرگ از این جهت جالب است که از رانش پروانه با کارایی بالا برای ایجاد نیروی بالابر اضافی برای هواپیما و وسایل تعادل آیرودینامیکی که برای آن زمان غیرمعمول بود استفاده کرد - یک بال متحرک یا، همانطور که اکنون نامیده می شود، یک بال با هندسه متغیر، همچنین. به عنوان یک تثبیت کننده کنترل شده جالب است بدانید که این نوآوری‌ها و برخی دیگر از نوآوری‌های فنی که توسط طراح در این پروژه ارائه شده بود، به طور قابل توجهی از زمان خود جلوتر بودند. با این حال، بعداً آنها کاربرد شایسته ای در ساخت هواپیما پیدا کردند.

  پروژه جنگنده برخاست و فرود کوتاه یک پروژه باقی ماند، اما فقط میل نویسنده را برای ایجاد یک هواپیمای برخاست و فرود عمودی تقویت کرد. کنستانتین ولادیمیرویچ فهمید که امکان برخاستن عمودی فرصت های تاکتیکی ارزشمندی را برای هوانوردی نظامی باز می کند. در این مورد، هواپیما می تواند بر روی فرودگاه های بدون سنگفرش، با استفاده از مناطق با اندازه محدود، و بر روی عرشه کشتی ها استقرار یابد. ارتباط این مشکل حتی در آن زمان مشخص بود. علاوه بر این، با افزایش حداکثر سرعت پرواز جنگنده ها، سرعت فرود آنها به ناچار افزایش یافت که فرود را دشوار و ناامن کرد؛ علاوه بر این، طول باندهای مورد نیاز افزایش یافت.

  در پایان جنگ بزرگ میهنی با ظهور موتورهای جت آلمانی YuMO-004 و BMW-003 در کشورمان و سپس موتورهای Derwent-V، Nin-I و Nin-II خریداری شده از شرکت انگلیسی Rolls-Royce. "، امکان حل موفقیت آمیز بسیاری از مشکلات در صنعت هواپیمای جت داخلی وجود داشت. درست است، قدرت آنها هنوز برای حل این کار کافی نبود، اما این کار طراح هواپیما را متوقف نکرد. در این زمان، کنستانتین ولادیمیرویچ نه تنها در دفتر طراحی طراح ارشد A.I. میکویان، بلکه در موسسه هوانوردی مسکو نیز تدریس می کرد.

  برای توسعه یک جنگنده با برخاست و فرود عمودی که از موتور توربوجت (TRD) به عنوان نیروگاه استفاده می کرد، K.V. پلنبرگ در آغاز سال 1946 به ابتکار خود شروع کرد و در اواسط سال پروژه ماشین به طور کلی تکمیل شد. مانند پروژه قبلی، او طرحی با نیروگاه ثابت را انتخاب کرد و برخاست عمودی توسط بردار رانش متغیر فراهم شد.

  یکی از ویژگی های طرح پیشنهادی این بود که نازل استوانه ای موتور جت به دو کانال متقارن واگرا ختم می شد که در انتهای آن نازل های چرخان در یک صفحه عمودی نصب شده بودند.

  مزیت قابل توجه دستگاه پیشنهادی، سادگی طراحی، عدم نیاز به تغییر نازل موتور و سهولت نسبی کنترل بود. در عین حال، چرخاندن نازل ها نیازی به تلاش بیشتر و دستگاه های پیچیده ای نداشت، به عنوان مثال، در مورد تغییر بردار رانش با چرخاندن کل نیروگاه.

  جنگنده توسعه یافته توسط کنستانتین ولادیمیرویچ یک هواپیمای تک هواپیما با طرح موتور اصلاح شده بود. قدرتمندترین موتور توربوجت انگلیسی "Nin-II" با رانش 2270 کیلوگرم در آن زمان به عنوان نیروگاه عمل می کرد. هوارسانی به آن از طریق ورودی هوای جلویی انجام می شد. هنگام پیکربندی دستگاه، یکی از الزامات اصلی این بود که محور بردار رانش، هنگام انحراف نازل ها، از نزدیک مرکز ثقل هواپیما عبور کند. بسته به حالت پرواز، نازل ها باید به مطلوب ترین زاویه از 0 تا 70 درجه چرخانده شوند. بیشترین انحراف نازل مربوط به فرود بود که قرار بود در حداکثر حالت کار موتور انجام شود. همچنین قرار بود از تغییر بردار رانش برای ترمز هواپیما استفاده شود.

  این در حالی است که به دلیل قرار گرفتن نیروگاه در زاویه 15-10 درجه نسبت به صفحه افقی جنگنده، دامنه انحراف نازل ها از محور موتور از 15+ تا 50- درجه بود. طرح پیشنهادی به خوبی در بدنه قرار می گیرد. چرخش و شیب متناظر صفحه چرخش نازل ها باعث شد که فاصله آنها از یکدیگر زیاد نباشد. به نوبه خود ، این امکان افزایش قطر کانال ها را فراهم کرد - این پارامتر نسبتاً حیاتی با در نظر گرفتن قسمت میانی بدنه بهینه شد تا کانال ها در ابعاد آن قرار گیرند.

  از نظر فنی، هر دو کانال متصل به قسمت ثابت، همراه با مکانیزم کنترل چرخش، یک واحد را تشکیل می دادند که با استفاده از فلنج به نازل موتور استوانه ای متصل می شد. نازل ها با استفاده از یاتاقان های رانش به انتهای کانال ها متصل شدند. به منظور محافظت از مفصل متحرک از اثرات گازهای داغ، لبه های نازل شکاف در صفحه چرخش را مسدود می کند. خنک سازی اجباری یاتاقان ها با کشیدن هوا از جو سازماندهی شد.

  برای انحراف نازل ها، برنامه ریزی شده بود که از یک درایو هیدرولیک یا الکترومکانیکی نصب شده در قسمت ثابت نازل و یک چرخ دنده حلزونی با بخش چرخ دنده نصب شده روی نازل استفاده شود. درایو برق یا توسط خلبان از راه دور یا خودکار کنترل می شد. برابری زوایای چرخش با فعال سازی همزمان درایوها به دست آمد. کنترل آنها هماهنگ شد و حداکثر زاویه انحراف توسط یک محدود کننده ثابت شد. این نازل همچنین مجهز به پره های راهنما و پوششی بود که برای خنک کردن آن طراحی شده بود.

  بنابراین، جت گاز به وسیله ای نسبتاً قدرتمند برای اطمینان از برخاستن و فرود عمودی تبدیل شده است. استفاده از آن به عنوان ارابه فرود برای یک جنگنده با نیروی رانش موتور در حدود 2000 کیلوگرم برف، سطح بال را به حدی کاهش داد که در واقع می توان آن را به یک عنصر کنترل تبدیل کرد. کاهش قابل توجه ابعاد بال، که در اعداد ماخ بالا، همانطور که مشخص است، کشش اصلی هواپیما را تشکیل می دهد، باعث شد تا سرعت پرواز به میزان قابل توجهی افزایش یابد.

  پس از آشنایی با پروژه A.I. میکویان به K.V. توصیه کرد. پلنبرگ آن را به عنوان اختراع ثبت کند. مدارک مربوطه در 14 دسامبر 1946 به دفتر اختراعات وزارت صنعت هوانوردی ارسال شد. در درخواست ارسال شده به همراه یادداشت توضیحی و نقشه هایی با عنوان "نازل چرخشی موتور توربوجت" نویسنده درخواست ثبت این را کرده است. پیشنهاد به عنوان یک اختراع "برای تامین اولویت".

  قبلاً در ژانویه 1947 ، جلسه کمیسیون کارشناسی در بخش فنی MAP به ریاست کاندیدای علوم فنی V.P. گورسکی. در این کمیسیون نیز ع.ن. ولوکوف، B.I. Cheranovsky و L.S. کامنوموسکی. کمیسیون در تصمیم 28 ژانویه خود به صحت این پیشنهاد در اصل اشاره کرد و توصیه کرد نویسنده به کار خود در این راستا ادامه دهد. در کنار این، وی خاطرنشان کرد که کاهش مساحت بال نامناسب است، زیرا در صورت خرابی نیروگاه، فرود هواپیما مشکل ساز خواهد بود.

  به زودی، پروژه هواپیما به حدی شرح و بسط سازنده ای دریافت کرد که این امر به نویسنده زمینه را برای بررسی آن در TsAGI، CIAM، OKB کارخانه شماره 300 و سایر سازمان ها داد، جایی که پروژه نیز ارزیابی مثبتی دریافت کرد. در نتیجه، در 9 دسامبر 1950، درخواست توسط K.V. پلنبرگ برای بررسی توسط دفتر اختراعات و اکتشافات تحت کمیته دولتی برای معرفی فناوری پیشرفته به اقتصاد ملی پذیرفته شد. در عین حال، انتشار اختراع پیشنهادی ممنوع شد.

  البته، این پروژه هنوز پوشش نداده است و نمی تواند بلافاصله تمام ظرافت های مرتبط با ایجاد یک هواپیمای عمودی را پوشش دهد. علاوه بر این، مجبور بودم به تنهایی کار کنم. اما اگرچه بسیاری از مشکلات فنی و مشکلات جدید به وجود آمد، حتی پس از آن مشخص شد که این پروژه واقعی است، که آغاز یک مسیر جدید در هوانوردی مدرن است.

  نازل چرخان به تنهایی تمام مشکلاتی را که در هنگام برخاستن عمودی ایجاد می شود حل نکرد. همانطور که در تصمیم کمیسیون کارشناسی MAP آمده است.

  هنگامی که جهت جت گاز تغییر می کند، ثبات و تعادل هواپیما تغییر می کند که باعث ایجاد مشکل در کنترل در هنگام برخاستن و فرود می شود.

  بنابراین لازم بود علاوه بر تغییر بردار رانش، مسئله تثبیت خودرو نیز حل شود، زیرا در صورت نبود جریان هوا در اطراف بال و دم، دیگر نقش تثبیت کننده را نداشتند.

  برای حل این مشکل، کنستانتین ولادیمیرویچ چندین گزینه تثبیت را کار کرد. اولاً، عدم تعادل هواپیما هنگام انحراف بردار رانش در پرواز را می توان با تغییر زوایای حمله تثبیت کننده مقابله کرد. ثانیا، در سرعت های پایین پرواز، او استفاده از یک دستگاه جت اضافی (خودکار یا با استفاده از اگزوز گاز از قسمت پس از کمپرسور موتور) را پیشنهاد کرد. کار بر روی روش دوم کار سختی بود، زیرا بدون تحقیق و پاکسازی در یک تونل باد، قضاوت درباره رفتار هواپیما با جت گاز منحرف شده در نزدیکی زمین غیرممکن بود.

  واقعیت این است که هنگامی که اختلالات عرضی اولیه در نزدیکی زمین رخ می دهد، شتاب های زاویه ای بال به سرعت افزایش می یابد که منجر به زوایای چرخش بحرانی هواپیما می شود. هنگام کنترل دستی تثبیت جانبی، خلبان، به دلایل ذهنی، زمان واکنش به موقع به ظاهر رول اولیه را ندارد. در نتیجه تأخیر در ورودی کنترل و همچنین اینرسی معین سیستم، کنترل دستی نمی تواند بازیابی سریع و مطمئن تعادل جانبی آسیب دیده را تضمین کند. علاوه بر این، جریان گازی که از موتور جت پایین می‌آید و توده‌های هوای مجاور را جذب می‌کند، باعث می‌شود هوا از سطح بالایی بال به سمت پایین جریان یابد و فشار روی بال در زیر آن افزایش و کاهش یابد. این کار برجستگی بال را کاهش می دهد، میرایی را کاهش می دهد و تثبیت هواپیما را در چرخش دشوار می کند. بنابراین، به طور خاص، کنترل رول نیاز به حساسیت دو برابر بیشتر از کنترل گام دارد.

  در همین راستا در سال 1953 K.V. پلنبرگ یک سیستم تثبیت جانبی برای پروژه جنگنده VTOL خود توسعه داد. ویژگی آن استفاده از دو ژیرو تثبیت کننده رول در هواپیما بود که روی بال (یکی در هر کنسول) در حداکثر فاصله از محور طولی دستگاه قرار می گرفت. برای عملکرد آنها بخشی از انرژی جت گاز موتور توربوجت استفاده شد. این سیستم با کمک ژیروسکوپ ها، که حسگرهای موقعیت تثبیت شده هواپیما در رول و در عین حال توزیع کننده جهت بازگرداندن نیروهای واکنشی هستند، به بهره برداری رسید.

  هنگامی که هواپیما غلت می‌خورد، ژیرو تثبیت‌کننده‌ها دو ممان واکنشی مساوی ایجاد می‌کنند که روی کنسول‌ها اعمال می‌شود و در جهت مخالف رول عمل می‌کنند. با افزایش رول هواپیما، ممان‌های بازیابی افزایش می‌یابد و زمانی که حداکثر زاویه رول مجاز زیر رسیده است، به حداکثر مقدار خود می‌رسد. شرایط ایمنی چنین سیستمی این مزیت را داشت که به طور خودکار، بدون مشارکت خلبان و بدون اتصالات میانی به بهره برداری می رسید، بدون اینرسی بود، از حساسیت بالا و آمادگی ثابت برای کار برخوردار بود و همچنین شرایطی را برای میرایی آیرودینامیکی بال ایجاد می کرد.

  تثبیت کننده های ژیروگاز در حالت های برخاستن و فرود همزمان با چرخش نازل های اصلی موتور توربوجت و انتقال موتورها به رانش عمودی به کار گرفته شدند. به منظور تثبیت هواپیما در هر سه محور، سیستم تثبیت زمین نیز در این لحظه به بهره برداری رسید. برای روشن کردن تثبیت کننده های رول، خلبان دمپرهای واقع در قسمت توربین موتور جت را باز کرد. بخشی از جریان گاز که در این محل سرعتی در حدود 450 متر بر ثانیه داشت به داخل خط لوله گاز و از آنجا به داخل ژیروبلوک می رفت و آن را به سمتی که برای بالا آمدن رول لازم بود هدایت می کرد. هنگامی که فلپ ها باز می شوند، فلپ های بالا و پایین به طور خودکار باز می شوند و بریدگی های بال را می پوشانند.

  در صورتی که بال هواپیما موقعیت کاملاً افقی را نسبت به محورهای طولی و عرضی اشغال می کرد، پنجره های بالایی و پایینی ژیروبلوک های سمت راست و چپ تا نصف اندازه خود باز بودند. جریان گاز با سرعت یکسان به سمت بالا و پایین خارج شد و نیروهای واکنش برابر را ایجاد کرد. در عین حال، خروج گاز به سمت بالا از جایروبلک مانع از جریان هوا از سطح بالایی بال به پایین می شود و در نتیجه خلاء بالای بال با انحراف بردار رانش موتور کاهش می یابد.

  هنگامی که یک رول ظاهر شد، دمپر تثبیت کننده ژیروسکوپی روی کنسول بال پایین، خروجی گاز را به سمت بالا کاهش داد و خروجی گاز را به سمت پایین افزایش داد و برعکس در کنسول برجسته اتفاق افتاد. در نتیجه، نیروی واکنشی که به سمت بالا هدایت می‌شود روی کنسول پایین‌تر افزایش می‌یابد و یک لحظه بازگشت ایجاد می‌شود. برعکس، بر روی کنسول بال در حال افزایش، نیروی واکنشی که به سمت پایین عمل می کند افزایش یافت و یک لحظه بازگشتی برابر ایجاد شد که در همان جهت عمل می کرد. هنگامی که رول به حداکثر میزان ایمن نزدیک شد، دمپرهای ژیروبلوک کاملاً باز شدند - روی کنسول پایین‌تر برای جریان دادن گاز به سمت پایین و روی کنسول برجسته برای جریان دادن گاز به سمت بالا، در نتیجه دو لحظه مساوی ایجاد شد. ایجاد یک لحظه بازسازی کامل

  بخش اصلی تثبیت کننده توسعه یافته واحد ژیروسکوپی بود. شفت محور جلوی آن به طور سفت و سخت به جعبه بیرونی و محور عقب به طور محکم به گیرنده گاز متصل شده بود. شفت های محور چرخش آزاد را نسبت به محور به ژیروبلوک ارائه می کردند که هنگام نصب تثبیت کننده رول در بال باید کاملاً موازی با محور طولی هواپیما قرار می گرفت. در صفحه اتصال گیرنده گاز با هیروبلوک یک پنجره شکل وجود داشت که قسمتی از پایین و بالا با دمپر بسته شده بود. در این هواپیما، ژیروبلوک و گیرنده با حداقل فاصله به یکدیگر نزدیک شدند و چرخش آزاد ژیروبلوک را تضمین کردند. برای جلوگیری از نشت گاز غیر ضروری، هواپیمای اتصال دارای مهر و موم لابیرنتی بود.

  گیرنده مکانیزم توزیع گاز را در خود جای داده بود. نقش آن هدایت جریان گاز از خط اصلی به محفظه های بالایی یا پایینی ژیروبلوک بود که سپس از طریق پنجره های بین تیغه های دیسک های ژیروبلوک به بیرون جاری می شد. بسته به جهتی که بلوک چرخیده است، دمپر پنجره بالایی یا پایینی را می بندد و گاز را از خط اصلی به یکی از محفظه ها منتقل می کند. هنگامی که ژیروسکوپ کار می کرد، بلوک دائماً موقعیت افقی را حفظ می کرد و چرخش دمپر و عبور گاز به داخل محفظه ها در نتیجه چرخش گیرنده گاز نسبت به محور عرضی ناشی از شیب گاز رخ می داد. بال. هرچه زاویه رول بیشتر باشد، یک پنجره ژیروبلوک بیشتر باز می شود و دیگری بسته می شود.

  ژیروبلوک در یک جعبه سفت و سخت نصب شده بود که روی آن دو جفت سپر با استفاده از لولا وصل شده بود و برش های بال را در بالا و پایین می پوشاند. در حالت بسته، فلپ‌ها به‌خوبی بر روی نوارها و بقیه سطح بال قرار می‌گیرند، بدون اینکه خط آن را به هم بزنند. آنها همچنین توسط خلبان همزمان با دریچه گاز موتور جت باز شدند.

  ژیروسکوپ ها به گونه ای در کنسول های بال نصب شده بودند که صفحات ژیروسکوپ در صفحه محورهای طولی و عرضی هواپیما قرار می گرفتند. برای هواپیماهایی با اندازه های نسبتاً کوچک که می توانند زوایای نوسان قابل توجهی در گام داشته باشند، به منظور جلوگیری از پدیده تقدیم ژیروسکوپ، برنامه ریزی شد که یک اتصال متوازی الاضلاع بین محورهای عرضی ژیروبلوک های سمت راست و چپ برای نگه داشتن آنها در کنار هم معرفی شود.

  بر اساس محاسبات، تثبیت جانبی یک جنگنده برخاست عمودی با وزن 8000 کیلوگرم با نسبت رانش به وزن هواپیما برابر با یک و توان گرفته شده از موتور توربوجت 3-4 درصد می تواند توسط ژیروستابیلایزرهایی که در فاصله 2.25 متری قرار دارند، تامین شود. محور طولی در این مورد، قطر کافی 330 میلی متر، ارتفاع - 220 میلی متر، طول جعبه بیرونی - 350 میلی متر، عرض جعبه داخلی - 420 میلی متر، قطر خط لوله گاز - 142 میلی متر، فاصله بین محورهای بلوک و خط لوله گاز - 295 میلی متر. چنین نصب بال‌ها می‌توانند ممان‌های راست‌گردی 100 کیلوگرمی را در زاویه چرخش 10 درجه و 220 کیلوگرم در زاویه غلتشی 30-25 درجه ایجاد کنند.

  با این حال، این پروژه جنگنده برخاست و فرود عمودی در آن زمان قرار نبود محقق شود - همچنین بسیار جلوتر از توانایی های فنی آن زمان بود. و محافل رسمی در مورد او بسیار بدبین بودند. از آنجایی که در اتحاد جماهیر شوروی، اقتصاد برنامه‌ریزی‌شده، که به سطح مطلق ارتقا یافته بود، ظاهراً به اختراعات برنامه‌ریزی‌شده نیز اشاره دارد، همیشه کمبود سرمایه در گردش رایگان در دفاتر طراحی برای تحقیق و توسعه در مقیاس بزرگ خود وجود داشت. بنابراین، پروژه ابتکاری برای پرواز عمودی و هواپیمای مسافرتی داخلی در آینده روی کاغذ باقی ماند.

  در همین حال، در بریتانیا ایده توسعه یک هواپیمای جت برخاست و سواری عمودی (VTOL) جدی‌تر گرفته شد. در سال 1957، شرکت "Hauker Siddley" به طور فعال شروع به توسعه چنین هواپیمایی کرد و اگرچه آنها نیز تجربه ای در ایجاد ماشین آلات این کلاس نداشتند، تنها پس از سه سال جنگنده آزمایشی R. 1127 "Kestrel" به پرواز درآمد. و شش سال بعد، یک هواپیمای آزمایشی حمله هریر بر اساس آن ساخته شد - نمونه اولیه وسایل نقلیه با همین نام، که اکنون نه تنها توسط نیروی هوایی سلطنتی بریتانیا بلکه توسط سایر کشورهای جهان نیز پذیرفته شده است.

  در اتحاد جماهیر شوروی، شاید فقط LII در واقع امکان ایجاد یک هواپیمای جت برخاست و فرود عمودی را مطالعه کرد. در سال 1958 گروهی به رهبری ع.ح. رافائلیان، یک دستگاه آزمایشی به نام "توربولت" توسعه و ساختند.

  پروازهای او امکان اساسی ایجاد یک هواپیما با کنترل جت در حالت های برخاست عمودی، شناور و فرود و همچنین در طول انتقال به پرواز افقی را ثابت کرد. با این حال، ایده ایجاد یک هواپیمای عمودی برخاست و فرود هنوز ذهن مقامات رسمی را به خود جلب نکرده بود، اگرچه "کارنامه" طراحان داخلی شامل پروژه ای برای چنین هواپیما و تجربه انباشته شده در طول آزمایش بود. از "توربولت".

  تنها در پایان سال 1960 بود، زمانی که هواپیمای R. 1127 Kestrel در حال پرواز بود، و اولین انتشارات مفصل در مورد آن ظاهر شد که به نظر می رسید محافل رسمی "در حال نفوذ" هستند. کمیته مرکزی CPSU و شورای وزیران اتحاد جماهیر شوروی به طور جدی فکر کردند و یک بار دیگر تصمیم گرفتند "به غرب در حال فروپاشی برسند و سبقت بگیرند". در نتیجه، پس از تقریباً یک سال مکاتبه بین کلیه سازمانهای ذینفع، کار بر روی طراحی و ساخت هواپیمای عمودی برخاست و فرود، بر اساس قطعنامه مشترک آنها در 30 اکتبر 1961، به OKB-115 سپرده شد. توسط طراح ارشد A.S. یاکولووا. توسعه نیروگاه به OKB-300، طراح ارشد S.K. تومانسکی. درست است ، شایان ذکر است که در سال 1959 ، معاون رئیس شورای وزیران اتحاد جماهیر شوروی D.F. اوستینوف، رئیس کمیته دولتی فناوری هوانوردی P.V. دمنتیف و فرمانده کل نیروی هوایی SA K, A. ورشینین پیش نویس قطعنامه ای را تهیه کرد که در آن آنها قصد داشتند ایجاد یک جنگنده آزمایشی با برخاستن و فرود عمودی را به دفتر طراحی طراح ارشد G.M. برنوا.

  در پاییز سال 1962، اولین نمونه از سه نمونه اولیه هواپیما، به نام Yak-Zb، که برای آزمایش‌های آزمایشگاهی در نظر گرفته شده بود، کارگاه مونتاژ را ترک کرد؛ در 9 ژانویه 1963، خلبان آزمایشی Yu.A. گارنایف اولین آویز آویزان را روی نسخه دوم Yak-Z6 انجام داد و در 23 ژوئن - رایگان. در طول آزمایشات Yu.A. گارنایف با خلبان آزمایشی V.G جایگزین شد. موخین که در 24 مارس 1966 اولین پرواز عمودی برخاست و فرود را با سومین ماشین آزمایشی انجام داد. نیروگاه Yak-Zb از دو موتور توربوجت R-27-300 مجهز به نازل های چرخشی نیرو می گرفت. متعاقباً، تجربه ساخت و آزمایش هواپیمای آزمایشی Yak-36 به عنوان پایه ای برای ایجاد هواپیمای جنگی VTOL Yak-38 (Yak-ZbM) بود که به تولید سریال تبدیل شد و توسط نیروی هوایی نیروی دریایی مورد استفاده قرار گرفت.

  در همین حال، در 29 اوت 1964 (18 سال بعد!) کمیته دولتی اختراعات و اکتشافات K.V. گواهی حق چاپ Shulikov (Pelenberg) به شماره 166244 برای اختراع نازل موتور جت دوار با اولویت مورخ 18 دسامبر 1946. اما در آن زمان اتحاد جماهیر شوروی عضو سازمان بین المللی اختراعات و اکتشافات نبود و بنابراین این پروژه نمی تواند به رسمیت شناخته شود، زیرا حق چاپ فقط در قلمرو اتحاد جماهیر شوروی اعمال می شود. در این زمان، طراحی نازل چرخشی کاربرد عملی در مهندسی هواپیما پیدا کرده بود و ایده پرواز عمودی هواپیما در حال گسترش در هوانوردی جهان بود. به عنوان مثال R.1127 Kestrel انگلیسی مذکور مجهز به موتور توربوجت پگاسوس با چهار نازل چرخشی بود.

  در اکتبر 1968، P. O. Sukhoi، که در دفتر طراحی او کنستانتین ولادیمیرویچ در این زمان کار می کرد، دادخواستی را به S. K. Tumansky ارسال کرد تا به نویسنده حق الزحمه پرداخت کند، زیرا شرکت تحت سرپرستی دومی در تولید سریال موتورهای جت با دستگاه نازل تسلط یافته بود. ساخته شده بر اساس K.V پیشنهادی. طرح شولیکوف. همانطور که پاول اوسیپوویچ در خطاب خود خاطرنشان کرد، از نظر اهمیت فنی، این اختراع یکی از بزرگترین اختراعاتی است که در زمینه فناوری هوانوردی انجام شده است.

  و در 16 مه 1969، درخواست P. O. Sukhoi مورد حمایت A. A. Mikulin قرار گرفت که تاکید کرد اختراع K.V. شولیکوف در سال 1947 توسط او مورد بررسی قرار گرفت و "به عنوان یک راه حل فنی جدید و جالب در نظر گرفته شد که در آینده چشم انداز واقعی استفاده از رانش موتور برای تسهیل برخاست و فرود هواپیما را نوید می دهد." علاوه بر این، تا این زمان، نتایج مثبتی در مورد پروژه VTOL 1946 از CIAM (شماره 09-05 مورخ 12 آوریل 1963، امضا شده توسط V.V. Yakovlevsky)، TsAGI (شماره 4508-49 مورخ 16 ژانویه 1966،) دریافت شده بود. امضای G.S. Byushgens)، شورای فنی OKB-424، و همچنین تصمیم BRIZ MAP (مورخ 22 ژوئیه 1968).

  درخواست پرداخت حق الزحمه برای اختراع نازل چرخشی در جلسه شورای فنی OKB-300 که در 10 اکتبر 1969 برگزار شد مورد بررسی قرار گرفت. در حین بحث متذکر شد که پیشنهاد K.V. طرح نازل چرخشی شولیکوف برای اولین بار در اتحاد جماهیر شوروی روی موتور R-27-300 (ویرایش 27) معرفی شد، یعنی استفاده از آن امکان ایجاد اولین طراحی داخلی این کلاس را فراهم کرد. علاوه بر این، این طرح نیز سه بار با توسعه موتور P-27B-300 (ویرایش 49) توسعه یافت. در تأیید این موضوع، مصوبه اجرای اختراع تحت گواهینامه حق چاپ به شماره 166244 به شورای فنی 0KB-ZO0 ارائه شد که توسط رئیس OKB M.I تنظیم شده بود. مارکوف و نماینده مسئول BRIZ OKB I.I. متین، عمل اشاره کرد که

  از آنجایی که موتورهای ایجاد شده طبق این طرح یک جهت امیدوارکننده جدید در توسعه فناوری بودند، حق امتیاز 5000 روبل تعیین شد. بنابراین، شورای فنی OKB-300 تشخیص داد که کار K.V. شولیکووا اساس ایجاد اولین هواپیمای داخلی با برخاست و فرود عمودی را تشکیل داد.

  با در نظر گرفتن این موضوع، شورای علمی و فنی اداره فنی MAP به ریاست IT. زاگاینووا در اکتبر 1969 آن را مشروع دانست

  تشخیص اولویت در توسعه فنی پروژه برای اولین هواپیمای عمودی به سمت فناوری هوانوردی داخلی.

  بر اساس اهمیت فنی و چشم اندازهای زیادی که این اختراع داشت که ظهور هواپیماهای برخاست و فرود عمودی را برای سالیان متمادی پیش بینی می کرد و در نتیجه برتری هوانوردی داخلی در توسعه این حوزه از فناوری، علمی و ... شورای فنی آن را به‌عنوان یک پیشرفت فنی نزدیک به اهمیت آن برای کشف فنی ارزیابی کرد و توصیه کرد که به نویسنده حق‌الزحمه پرداخت شود.

  این تاریخچه مختصری از اولین پروژه هواپیمای برخاست عمودی در جهان است. و اگرچه زاییده فکر یک مهندس و طراح برجسته K.V.، مشتاق به مفهوم فنی است. شولیکوف در اتحاد جماهیر شوروی در فلز تجسم نشد؛ این از حقوق نویسنده و علم و فناوری هوانوردی داخلی برای اولویت در ایجاد هواپیمای برخاست عمودی کم نمی کند.

  در تهیه نشریه از مطالب مستندی که با مهربانی توسط K.V تهیه شده است استفاده شده است. شولیکوف از آرشیو شخصی خود و همچنین اسنادی از آرشیو دولتی اقتصاد روسیه.

  رزومه

  شولیکوف (پلنبرگ) کنستانتین ولادیمیرویچ

  کنستانتین ولادیمیرویچ شولیکوف (پلنبرگ) در 2 دسامبر 1911 در شهر پسکوف در خانواده یک مرد نظامی متولد شد. در سال 1939 با درجه ممتاز از بخش مهندسی هواپیما موسسه هوانوردی مسکو با مدرک مهندس مکانیک فارغ التحصیل شد. فعالیت های عملی او در صنعت هوانوردی K.V. شولیکوف در سال 1937 شروع به کار کرد و کار را با تحصیل در مؤسسه ترکیب کرد. به عنوان کارمند دفتر طراحی طراح ارشد N.N. پولیکارپوف، او از یک مهندس طراح به رئیس بخش بال KB-1 رسید. در طراحی و ساخت جنگنده های I-153 Chaika و I-180 شرکت کرد.

  از دسامبر 1939 تا 1951 K.V. شولیکوف در دفتر طراحی طراح ارشد A.I. میکویان، جایی که او در توسعه و ساخت جنگنده های MiG-1، MiG-3، I-250، I-270، MiG-9، MiG-15، MiG-17، آزمایشی MiG-8 "Duck" مشارکت فعال داشت. و هواپیماهای دیگر. در بهار 1941 به عنوان بخشی از تیپ کارخانه شماره 1 به نام اعزام شد. آویاخیم برای کمک به پرسنل فنی پرواز یگان‌های رزمی در تسلط بر جنگنده‌های MiG-1 و MiG-3 در اختیار نیروی هوایی منطقه‌های ویژه نظامی غربی و بالتیک است. وظیفه این تیم همچنین شامل رفع نواقص شناسایی شده در حین کار و پالایش تجهیزات مطابق با بولتن های سازنده بود. در طول جنگ بزرگ میهنی ، کنستانتین ولادیمیرویچ در بازسازی جنگنده های MiG-3 که در خدمت هنگ های هوانوردی نیروی هوایی جبهه غربی و ششمین دفاع هوایی IAK مسکو بودند شرکت کرد. در سال 1943، او فناوری ساخت مخازن سوخت نرم را توسعه داد.

  به موازات کار خود در OKB-155، از سال 1943 تا 1951، K. V. Shulikov تدریس پاره وقت زیادی را در مؤسسه هوانوردی مسکو انجام داد، جایی که او عضو بخش طراحی هواپیما بود. وی حدود 600 ساعت سخنرانی در زمینه طراحی هواپیما برای دانشجویان سال پنجم داشت، همچنین ناظر پروژه های دیپلم، داور بود و در توسعه وسایل کمک آموزشی برای دانشجویان و فارغ التحصیلان شرکت داشت.

  در سال 1951، طبق دستور MAP، کنستانتین ولادیمیرویچ به کار در Aviastroyspetstrust شماره 5 منتقل شد و در سال 1955 - در اختیار OKB-424 کارخانه شماره 81 MAP. در سال 1959 به دفتر طراحی General Designer S.A نقل مکان کرد. لاوچکین، جایی که او توسعه و سازماندهی یک نقطه هدایت خودکار برای سامانه موشکی دال را در میدان آموزشی ساریشاگان در منطقه دریاچه بلخاش رهبری کرد. از سال 1968 K.V. شولیکوف کار خود را در دفتر طراحی طراح عمومی P.O. سوخو. او یک شرکت فعال در توسعه و ساخت هواپیمای حامل موشک مافوق صوت T-4 بود.

  از سال 1976 تا 2003، کنستانتین ولادیمیرویچ در انجمن تحقیقات و تولید مولنیا به سرپرستی G. E. Lozino-Lozinsky کار کرد. او در طراحی و ساخت فضاپیمای قابل استفاده مجدد «بوران»، نمونه های آنالوگ و آزمایشی آن شرکت داشت. بسیاری از راه حل های فنی پیشنهادی او برای توسعه و تولید پذیرفته شد.

  K.V. شولیکوف صاحب تعدادی اثر علمی و بیش از 30 اختراع در زمینه هوانوردی و فضانوردی است. با مشارکت وی (مشتر TsAGI، TsNII-30 MO، NII-2 MAP)، کار تحقیقاتی در مورد "تحقیق مجتمع هوافضا برای پرتاب موشک های هوایی" انجام شد، از جمله "مطالعه ظاهر تقویت کننده هواپیما محصول "100" V.N. Chelomeya بر اساس هواپیمای مافوق صوت T-4." او پروژه ای برای هواپیماهای برخاست و فرود عمودی، پروژه هایی برای سیستم های مختلف در زمینه تثبیت و قابلیت کنترل هواپیما، پروژه ای برای یک سکوی تثبیت کننده برای ایستگاه نجومی در ارتفاع بالا آکادمی علوم اتحاد جماهیر شوروی برای بلند کردن یک هواپیما توسعه داد. تلسکوپ بزرگ با وزن 7.5 تن در استراتوسفر، پروژه ای برای یک نردبان بادی برای فضانوردان برای کار در فضای بیرونی و غیره.

  Ladoga-9 UV

  او اخیراً پروژه هایی را برای هواپیمای دو موتوره چند منظوره آبی خاکی "لادوگا-ب ای" با 6 صندلی و "لادوگا-9 آی" با 9 تا 11 صندلی توسعه داده است. در سال 1997، پروژه هواپیمای آبی خاکی Ladoga-bA مدال طلا را در نمایشگاه جهانی بروکسل-اوریکا-97 دریافت کرد.

  برای کنترل بردار رانش در یک موتور موشک سوخت جامد، نصب کل موتور در یک سیستم تعلیق غیرعملی است (به استثنای موتورهای ورنیه)، بنابراین طراحان در اختیار دارند.

  برنج. 117. دستگاه اصلاح نازل

  راه حل های زیر باقی می ماند: نصب سطوح کنترل مکانیکی در نازل که جت گاز را منحرف می کند، چرخش نازل یا بخشی از آن، تزریق ثانویه و استفاده از نازل های کنترل اضافی (مشابه روشی که در موشک های پیشران مایع انجام می شود. موتور).

  سطوح کنترل مکانیکی، علاوه بر سکان‌های گاز و منحرف‌کننده‌های مورد بحث در بالا، زبانه‌های تریم کشویی و چرخشی نشان‌داده‌شده در شکل. 117. اثر سطوح انحرافی روی یک جت گاز را می توان تقریباً با استفاده از تئوری جریان مافوق صوت در اطراف یک ایرفویل محاسبه کرد، اما برای به دست آوردن مقادیر دقیق نیروی کنترل (جزئی از نیروی رانش عمود بر محور موتور) بسته به اندازه انحراف، اندازه گیری لازم است. این مقاله گزارش می‌دهد که نازل‌هایی با چنین کنترل جت گاز، دستیابی به حداکثر نیروهای جانبی را که به جزء محوری رانش با قابلیت تکرارپذیری خوب می‌رسند، ممکن می‌سازند. علیرغم این واقعیت که کنترل بردار رانش با کمک سطوح مکانیکی متحرک منجر به تلفات رانش به دلیل مقاومت اضافی می شود و نیاز به توسعه پر زحمت و کار تکنولوژیکی با هدف اطمینان از استحکام و یکپارچگی آنها در شرایط فشارهای دینامیکی بالا، دماها و جریان های گرمایی دارد. با موفقیت در موشک هایی مانند Polaris و Bomark استفاده شد.

  نازل های دوار کارآمدترین کنترل مکانیکی جت گاز را فراهم می کنند، زیرا باعث کاهش قابل توجهی در رانش نمی شوند و از نظر ویژگی های جرمی رقابتی هستند. یکی از نمونه های استفاده از چنین راه حل فنی، مونتاژ چهار نازل چرخان با یک گیمبال و یک مفصل توپی است که در مرحله اول موشک Minuteman استفاده شده است.

  این سیستم کنترل بردار رانش را در صفحات انحراف، پیچ و رول بدون تلفات محسوس رانش امکان پذیر کرد و زاویه انحراف جت گاز به صورت خطی به چرخش بلوک نازل بستگی داشت.

  بهبود بیشتر روش‌های کنترل بردار رانش با طرح‌های مدرن‌تری همراه است که استفاده از گیمبال و قطعات فلزی داغ متحرک واقع در نازل موتور موشک سوخت جامد را حذف می‌کند. چنین طرح هایی عبارتند از: الف) یک سیستم تعلیق نازل از نوع "تکرول" که برای موتورهای سوخت جامد یدک کش های بین مداری توسعه یافته است (شکل 148 را در فصل 11 ببینید). ب) سیستم کنترل بردار رانش مورد استفاده در موتور ماژول شتاب دهنده با یک نازل روی یک تعلیق لولایی (شکل 150 در فصل 11 را ببینید). ج) طرح نصب نازل بر روی تکیه گاه انعطاف پذیر مورد استفاده در شتاب دهنده سوخت جامد شاتل فضایی VKS. بیایید آخرین طرح را با جزئیات بیشتری بررسی کنیم.

  در شکل شکل 118 مجموعه عقب TTU را نشان می دهد و مکان واحدهای سیستم کنترل بردار رانش را نشان می دهد و در شکل 1. 119 طراحی مجموعه اتصال نازل انعطاف پذیر را نشان می دهد. واحد اتصال یک پوسته ساخته شده از مواد الاستیک انعطاف پذیر با 10 واشر حلقه فولادی با مقطع کمانی است. اولین و آخرین حلقه های تقویت کننده به قسمت ثابت نازل که به محفظه موتور متصل است وصل می شود. محرک های نازل دوار توسط یک واحد قدرت کمکی تغذیه می شوند. از دو واحد پمپ هیدرولیک مجزا تشکیل شده است که انرژی هیدرولیک را به سیلندرهای سروو کار منتقل می کند، یکی چرخش نازل را در صفحه کشویی و دیگری در صفحه چرخش جانبی فراهم می کند (شکل 120). در صورت خرابی یکی از واحدها، توان هیدرولیک دیگری افزایش یافته و انحراف نازل را در هر دو جهت تنظیم می کند. از عملیات جداسازی شتاب دهنده تا ورود آن به آب، محرک ها نازل را در حالت خنثی نگه می دارند. سیلندرهای سروو با زاویه 45 درجه نسبت به محورهای گام و انحراف هواپیما به سمت بیرون جهت گیری می کنند. توجه داشته باشید که واحد قدرت کمکی که درایوهای سیستم کنترل بردار رانش را در موتور سوخت جامد مورد بررسی تغذیه می کند، با سوخت تک جزئی مایع - هیدرازین کار می کند که در یک ژنراتور گاز روی یک کاتالیزور به شکل گلوله های آلومینیومی تجزیه کاتالیزوری می شود. پوشیده شده با ایریدیوم

  10.3.1. تزریق ثانویه

  در اواخر دهه 1940 روشی برای تزریق یک ماده کار کمکی به یک نازل سوخت جامد برای کنترل بردار رانش پیشنهاد شد. و شروع به استفاده در هواپیماهای سریال کرد

  دستگاه ها در اوایل دهه 1960 مواد مورد استفاده برای این اهداف عبارتند از مایعات بی اثر مانند آب و فریون-113، و همچنین مایعاتی که با هیدروژن در محصولات احتراق و سوخت های دو جزئی (به عنوان مثال، هیدرازین) برهم کنش دارند.

  برنج. 121 مکانیسم تأثیر تزریق بر میدان جریان در نازل را نشان می دهد. علاوه بر این که مایع تزریق شده جایگزین بخشی از گازهای خروجی می شود، تزریق منجر به تشکیل سیستم امواج ضربه ای (شوک جدایی و شوک کمانی القایی) می شود. جزء جانبی نیروی واکنشی در نتیجه دو اثر ایجاد می شود: اول، جریان تکانه ماده تزریق شده از طریق

  برنج. 118. (به اسکن مراجعه کنید) مجموعه پایینی شتاب دهنده سوخت جامد شاتل فضایی VKS - کابل برق (12 عدد). 2 - قاب پشتیبانی; 3 - سیستم کنترل بردار رانش (2 عدد)؛ 4 - غرغره; 5 - بلوک نازل جلو؛ 6 - شارژ سوخت جامد; 7 - قاب docking; 8 - بلوک تجهیزات تله متری; 9 - حلقه های بانداژ; 10 - موتورهای سیستم جداسازی TTU (4 بلوک)؛ سپر حرارتی

  

  (برای مشاهده اسکن کلیک کنید)

  

  برنج. 121. مکانیسم تزریق ثانویه. 1 - لایه مرزی؛ 2 - پرش جدایی; 3 - مرز جریان جدا شده; 4 - سوراخ تزریق; 5 - موج ضربه سر; 6 - مرز ناحیه تزریق.

  سوراخ، منجر به ظهور یک نیروی واکنش جانبی می شود؛ ثانیاً، یک نیروی جانبی اضافی به دلیل تغییر در توزیع فشار روی دیواره نازل ایجاد می شود. اثر دوم، جزء جانبی را در مقایسه با حالتی که مایع مستقیماً به جو اطراف تزریق می‌شود، افزایش می‌دهد تا به داخل آن. به عنوان مثال، هنگام دمیدن به یک نازل، افزایش نیروی جانبی 2-3 برابر مشاهده شد. اثربخشی چنین سیستم کنترل بردار رانش در صفحات انحراف و گام برای یک موتور موشک سوخت جامد با یک نازل مرکزی به محل درگاه ورودی و سرعت جریان ماده تزریق شده بستگی دارد. بزرگی جزء جانبی هنگامی که گاز به نازل تزریق می شود یا مایعی که تبخیر نمی شود را می توان به روش دیگری (متفاوت با آنچه در بخش 10.2 توضیح داده شد) با تقریب شکل سطح مرزی بین ماده تزریق شده محاسبه کرد. و جریان اصلی توسط یک نیم استوانه با پایه نیمکره.

  از سمت جریان اصلی، نیروی فشاری به موازات دیواره و متناسب با جایی که شعاع سیلندر، میانگین فشار استاتیکی در هسته جریان است، روی این سطح وارد می‌شود. با غفلت از تبخیر، اختلاط و نیروهای چسبناک روی سطح مرزی، شرایط تعادل بین جریان تکانه مایع تزریق شده، موازی با دیوار و نیروی فشار را می نویسیم:

  که در آن نرخ جریان (در نظر گرفته شده برابر با سرعت جریان مجانبی مایع موازی با دیوار)، مجانبی

  سرعت ماده تزریق شده اگر فرض کنیم که آنچه در نتیجه انبساط همسانتروپیک مایع از فشار راکد به فشار حاصل می شود، این یک پارامتر شناخته شده است که فقط به خواص ترمودینامیکی ماده تزریق شده بستگی دارد. از این رو،

  

  نیروی نرمال به دیوار دارای سه جزء است: 1) سرعت عادی در خروجی سوراخ ورودی، 2) اختلاف بین نیروهای فشار در خروجی سوراخ در حضور و عدم تزریق و 3) تفاوت. بین انتگرال روی سطح داخلی نازل از فشار روی دیوار با و بدون تزریق. در زوایای نازل به اندازه کافی کوچک، بیان نیروی جانبی شکل دارد

  که در آن آویح نیم زاویه زنگ خروجی نازل است، ضریب بی بعد بسته به مشخصات هندسی نازل، محل ورودی و نسبت ظرفیت حرارتی ویژه ماده در جریان خروجی اگزوز. محاسبه با استفاده از این فرمول به خوبی با داده های تجربی مطابقت دارد.

  اگر کنترل بردار رانش در صفحه رول مورد نیاز است، می توانید از دو نازل استفاده کنید یا یک جفت دنده جداکننده طولی نازک را در سوکت خروجی نصب کنید و مایع را از طریق سوراخ های مربوطه تزریق کنید. از شکل 122 می توان دید که سوراخ ها کنترل گام، سوراخ برای انحراف و تزریق یا غلتک مفصل را فراهم می کنند. در یک تونل باد با آب به عنوان مایع تزریقی، یک مطالعه پارامتریک از توزیع فشار در چنین نازلی و تغییرات آن بسته به نسبت دبی ثانویه و اصلی و موقعیت بهینه سوراخ‌های ورودی برای ثانویه انجام شد. تزریق مشخص شد. سپس از این نتایج برای توسعه دستگاه خاصی استفاده شد که در آن یک بار کوچک از تک پیشرانه مبتنی بر PCA سوزانده شد و فریون-113 به نازل تزریق شد (شکل 123). موتور در دو بلبرینگ دقیق نصب شده بود که به آن اجازه می داد آزادانه (بدون اصطکاک) در صفحه رول حرکت کند. گشتاور چرخشی با استفاده از دو پرتو جوش داده شده عمود بر جفت آداپتور متصل به قسمت پایین جلویی موتور موشک سوخت جامد اندازه گیری شد. تیرها به طور صلب در پایه جاسازی شده بودند و در هنگام اعمال گشتاور در معرض خمیدگی قرار می گرفتند. پل اندازه گیری با کرنش سنج،

  

  برنج. 122. نمودار شماتیک نازل مرکزی یک موتور موشک سوخت جامد، ارائه کنترل در امتداد سه محور.

  روی پرتوها قرار می گرفت، سیگنالی را می داد که متناسب با لحظه تغییر می کرد.

  نتایج ارائه شده در شکل. 124 نشان می دهد که محل سوراخ های ورودی ماده تزریق شده تأثیر کمی بر گشتاور دارد و فقط 10-15٪ انحراف ایجاد می کند (این تعجب آور نیست، زیرا موقعیت سوراخ ها بر اساس آزمایشات با یک مایع کار سرد انتخاب شده است. ) و کاهش تکانه خاص به دلیل

  

  برنج. 123. نمودار نصب نیمکت.

  برنج. 124. (به اسکن مراجعه کنید) داده های تجربی در مورد وابستگی نسبت گشتاور به رانش (a) و ضربه خاص و جزء محوری اضافی رانش (b) به سرعت جریان تزریقی.

  با تعبیه دنده های طولی در نازل، با تزریق مایع جبران می شود و با افزایش جریان مایع، ضربه خاص افزایش می یابد.

  در اسلالوم، رول ها یکسان هستند، یعنی بالا هم هستند، اما اثری از کم فرمانی نیست! با همان سرعتی که نسخه «غیر سیستماتیک» با تمام توانش جلوی خود را می‌لغزید، Outlander Sport به سادگی می‌چرخد و ادامه می‌دهد. کنتراست به ویژه در قوس با شعاع رو به کاهش قابل توجه است، جایی که رفتار خودرو کاملا غیر واقعی به نظر می رسید. اگر نسخه معمولی به سختی می توانست این تمرین را با سرعت 30 کیلومتر در ساعت کامل کند، اصلاح جدید که دارای S-AWC است به راحتی آن را با سرعت 40 کیلومتر در ساعت تکمیل کرد.

  این خودرو هم روی دایره با اطمینان بیشتری رفتار می کند (لغزش بعداً شروع می شود) و هم در حین "بازآرایی" که همچنین می تواند با سرعت بالاتر و بر خلاف نسخه معمولی تقریباً بدون دریفت کامل شود. به طور خلاصه، رفتار Outlander Sport در حالت‌های شدید را نمی‌توان چیزی جز معجزه‌آسا نامید - به نظر می‌رسد این کراس اوور قوانین فیزیک را نادیده می‌گیرد. حال بیایید ببینیم که آیا تفاوت در هنگام رانندگی در جاده های عمومی قابل توجه خواهد بود یا خیر.

  تقریبا یک ورزشکار

  ابتدا، بیایید احساسات رانندگی با یک اوتلندر معمولی، بدون پیشوند Sport در نام، یعنی بدون S-AWC را به یاد بیاوریم. کراس اوور کاملاً روی یک خط مستقیم ایستاده است، ضربه‌ها و شیارها را نادیده می‌گیرد، اما هنگام ورود سریع به پیچ‌ها، راننده به دلیل چرخش‌های بزرگ و کمبود نیروی واکنشی روی فرمان، احساس عدم اطمینان می‌کند. اما اگر با آرامش رانندگی کنید، همه چیز به حالت عادی باز می گردد. نرمی سواری بسیار عالی است، اگرچه شاسی دیگر نمی تواند با آسفالت شکسته شده کنار بیاید. با این حال، در مجاورت سن پترزبورگ، جایی که آزمایش انجام شد، جاده‌ها در برخی مکان‌ها آنقدر بد هستند که زمان رانندگی با تانک است تا ماشین. در میان کاستی ها، من به وخامت واضح در نرمی سواری روی مبل عقب نسبت به صندلی های جلو اشاره می کنم. علاوه بر این، مسافران ردیف دوم به دلیل صدای شدید لاستیک، به سختی کسانی که جلو نشسته اند، می شنوند.

  گفتنی است این خودرو در سال 2013 تولید شده است. و در سال 2014، این کراس اوور پیشرفت های بسیار چشمگیری دریافت کرد. بنابراین من این فرصت را دارم که نه تنها بفهمم اصلاح Outlander Sport چگونه عمل می کند، بلکه همچنین نوآوری های دیگر را در عمل ارزیابی کنم. اول از همه، من یک سیستم تعلیق مونتاژ شده تر را یادداشت می کنم، که شروع به تکرار ریزپروفایل آسفالت با کمی جزئیات بیشتر کرد. اما شاسی به روز شده ضربه های جدی را بهتر تحمل می کند و در شرایط عادی رانندگی در برابر غلتش مقاوم تر است. از سال 2014، تمام تغییرات Outlander این تعلیق را دریافت کرده اند.

  اما سفت تر بودن فرمان در انحصار نسخه اوتلندر اسپرت است. و احساس ماشین کاملاً متفاوت شده است: احساس می‌کند که ماهیچه‌هایش را منقبض کرده است، و من دیگر هنگام دور زدن سریع احساس ناامنی نمی‌کنم. علاوه بر این، رفتار کراس اوور دارای نت های اسپرت است! من این ماشین را خیلی بهتر دوست دارم.

  علاوه بر این، راحتی برای سرنشینان عقب به طور قابل توجهی بهبود یافته است، در درجه اول آکوستیک. تمام تغییرات Outlander 2014 عایق صوتی اضافی دریافت کردند و این برای گوش برهنه قابل توجه است - اکنون می توانم در حالی که روی صندلی عقب نشسته ام با آرامش با راننده صحبت کنم. و تعلیق سفت تر، با کمال تعجب، لرزش کمتری داشت. بله، بله، این زمانی اتفاق می افتد که شاسی به درستی پیکربندی شود.

  در مورد S-AWC، عملکرد آن در رانندگی معمولی اصلا احساس نمی شود. انتظار این می رود. نظام بدون توجه کار خود را انجام می دهد که از آن تجلیل و تجلیل می شود. به طور خلاصه، میتسوبیشی اوتلندر هر سال بهتر می شود. در سال 2015، این کراس اوور تحت یک به روز رسانی جهانی قرار خواهد گرفت. بنابراین، ما منتظر یک جلسه جدید هستیم.

  مشخصات فنی میتسوبیشی اوتلندر اسپورت 3.0