推力ベクトル制御システムの仕組み。推力ベクトル制御推力ベクトル制御とは何ですか？

06.07.2023

権利と運転

制御された推力ベクトル

推力ベクトル制御（PVC）ジェットエンジン - 巡航モードに対応する方向からのエンジンのジェット流の偏差。

現在、推力ベクトル制御は主にノズル全体またはノズルの一部を回転させることで行われています。

図 1: 機械式 UVT を備えたノズルのスキーム: a) - 亜音速部分の流れの偏りがある。 b) - 超音速部分の流れの偏りがある場合。 c) - 結合.

亜音速部分での流れの偏向を伴うスキームは、機械的な偏向角とガスの動的角度が一致することを特徴としています。超音速部分のみに偏差があるスキームの場合、ガス力学的角度は機械的角度とは異なります。

図 2: 軸流モードで大気を使用する CGWT を備えたノズルのスキーム: 1-電力の流れ。 2-放出された大気の流れを制御します。 3 リングシェルは分割リブに固定されています。 4分割リブ。

図 3: 最大推力ベクトル偏向モードの GUVT を備えたノズルの概略図: 1-閉鎖セクター; 2-オープンセクター。 低気圧の３領域。

ガスダイナミックノズルは「ジェット」技術を使用してノズルの有効面積を変更し、推力ベクトルを偏向しますが、ノズルは機械的に調整できません。このノズルには高温で高負荷がかかる可動部品がなく、航空機の設計によく適合し、航空機の質量を軽減します。

固定ノズルの外形は航空機の輪郭にスムーズにフィットし、低視界性能が向上します。このノズルでは、コンプレッサーからの空気を臨界セクションと膨張部のインジェクターに導くことで、それぞれ臨界セクションを変更し、推力ベクトルを制御できます。

リンク

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あるいはその一部。

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航空機への可変推力ベクトルの実用化に関する最初の実験は 1957 年に遡り、垂直離着陸を備えた戦闘機を作成するプログラムの一環として英国で実施されました。 P.1127 と指定されたプロトタイプには、機体の側面の重心線上に 2 つの 90 度回転ノズルが装備されており、垂直、移行、水平飛行モードでの移動が可能でした。 R.1127 の初飛行は 1960 年に行われ、1967 年に最初の連続ハリアー VTOL 航空機がこれに基づいて作成されました。
VTOL プログラムの枠組み内で可変推力ベクトルを備えたエンジンの開発における重要な前進は、1987 年にソビエトの超音速 VTOL Yak-41 が誕生したことでした。この航空機の主な際立った特徴は、3 つのエンジンの存在でした。2 つは昇降式で、もう 1 つは尾部ブームの間に回転ノズルを備えた飛行中に昇降するものでした。リフトメインエンジンノズルの 3 セクション設計により、水平位置から 95 ° 下げることが可能になりました。 \
操縦特性の拡大
R.1127 の作業中であっても、飛行中に偏向可能な推力ベクトルを使用すると、航空機の操縦が多少容易になることに試験者は気づきました。しかし、技術開発のレベルが不十分であったことと VTOL プログラムの優先順位のため、OBT による操縦性向上の分野での本格的な取り組みは 1980 年代の終わりまで実施されませんでした。
1988 年に、F-15 B 戦闘機に基づいて、平面ノズルと垂直面内で推力ベクトルの偏向を備えたエンジンを備えた実験航空機が作成されました。テスト飛行の結果は、中迎え角および高迎え角での航空機の制御性を向上させるための OBT の高い効率を示しました。
ほぼ同時に、ソビエト連邦では、円形断面ノズルの軸対称偏向を備えたエンジンが開発され、その作業は垂直面内で偏向を備えた平坦ノズルの研究と並行して実行されました。ジェットエンジンに平らなノズルを取り付けると推力が 10 ～ 15% 失われるため、軸対称にずれた円形ノズルが優先され、1989 年に Su-27 戦闘機が初飛行しました。エンジンの実験が行われました。

動作原理

亜音速部分での流れの偏向を伴うスキームは、機械的な偏向角とガスの動的角度が一致することを特徴としています。超音速部分のみに偏差があるスキームの場合、ガス力学的角度は機械的角度とは異なります。
ノズル回路の設計を図に示します。 米。 1a、ノズル全体のたわみを提供する追加のアセンブリが必要です。超音速部のみに流れ偏向を持たせたノズルの方式 米。 1b実際、推力ベクトルの偏向を保証するための特別な要素は何もありません。これら 2 つの方式の動作の違いは、推力ベクトルの同じ有効偏向角を提供するために、超音速部分に偏向を伴う方式では大きな制御トルクが必要になるという事実に表れます。
提示されたスキームでは、許容可能な重量とサイズの特性、信頼性、リソース、および速度を確保するという問題を解決することも必要です。
推力ベクトル制御方式には 2 つあります。
- 1 つの平面で制御します。
- 全平面制御（全アスペクト偏差あり）。
ガス動推力ベクトル制御 (GUVT)

高効率な推力ベクトル制御を実現します。 ガス動的推力ベクトル制御 (グウト) ノズル経路への制御空気の非対称供給が原因です。

ガスダイナミックノズルは「ジェット」技術を使用してノズルの有効面積を変更し、推力ベクトルを偏向しますが、ノズルは機械的に調整できません。このノズルには高温で高負荷がかかる可動部品がなく、航空機の設計によく適合し、航空機の質量を軽減します。
固定ノズルの外形は航空機の輪郭にスムーズにフィットし、建設的な低視界特性を改善します。このノズルでは、コンプレッサーからの空気を臨界セクションと膨張部のインジェクターに導くことで、それぞれ臨界セクションを変更し、推力ベクトルを制御できます。

制御力の形成は、次の操作順序によって行われます。
1. ノズルの第 1 段階では (図5)ノズルの拡張部分のフラップの偏向角を増加します - 角度 α 拡張部分の出口ドアの設置 3 ノズル。
2. 第二段階では (図6)、ノズル表面の一部に制御力を形成するモードでは、ダンパーが開きます。 8 ノズルの拡張部側面の一部に大気を進入させるため 3 。の上図6表示されたビューあ側面の一部にあるフラップ付きの開いた穴からの大気の流入方向。ダンパー切り替え 8 ノズルの横方向に広がる部分の反対側の半分では、ジェットの偏向とエンジンの推力ベクトルが斜めになります。 β 反対方向に。
超音速ノズルを備えたエンジンに制御力を作成するには、既存のノズルの超音速部分をわずかに変更します。この比較的単純な最新化には、元の通常のノズルの主要部品とアセンブリの最小限の変更が必要です。
設計時に、ノズルモジュールのコンポーネントと部品のほとんど (最大 70%) を変更することはできません。エンジン本体への取り付けフランジ、本体、取り付けポイントを備えたメイン油圧ドライブ、レバー、ブラケットなども同様です。クリティカルセクションのドアとして。ノズルの拡張部分の上部構造とスペーサーの設計が変更され、長さが増加し、ロータリーダンパーと油圧ドライブを備えた穴が開けられました。さらに、外側ドアの設計が変更され、外側ドアの空気圧シリンダーが油圧シリンダーに置き換えられ、作動圧力は最大 10 MPa (100 kg / cm 2) になります。

拒否された推力ベクトル

拒否された推力ベクトル (OBT） - ノズルの機能、ジェットの流出方向を変更します。航空機の戦術的および技術的特性を改善するように設計されています。偏向可能な推力ベクトルを備えた調整可能なジェットノズル - エンジンの動作モード、臨界セクションと出口セクションの寸法に応じて、ジェット推力と可能性を生み出すためにチャネル内のガス流が加速される可変装置です。推力ベクトルを全方向に偏向させます。

最新の航空機への応用

現在、推力ベクトル偏向システムは、その使用により飛行と戦闘の品質が大幅に向上したため、現代の戦闘機の必須要素の 1 つと考えられています。 OVT を持たない既存の戦闘機を近代化する問題についても、エンジンを交換したり、標準エンジンに OVT ユニットを搭載したりすることで、積極的に研究されています。 2 番目のバージョンは、ロシアのターボジェットエンジンの大手メーカーの 1 つであるクリモフ社によって開発されました。クリモフ社は、RD-33 エンジン (MiG- 29ファミリーの戦闘機）とAL-31F（Suブランドの戦闘機）。
推力ベクトル制御を備えた戦闘機:
推力ベクトルの軸対称偏差あり
- Su-27SM2（エンジンAL-31F-M1、製品 117S）
- Su-30（AL-31FPエンジン）
- PAK FA（試作品）
- F-15S (実験機)
フラットノズルの推力ベクトル偏向あり
今日、VTOL 航空機はもはや珍品ではありません。この方向の取り組みは主に 1950 年代半ばに始まり、さまざまな方向に進みました。開発作業の過程で、旋回装置を備えた航空機やその他多数の航空機が開発されました。しかし、垂直離陸と着陸を提供したすべての開発の中で、価値のある開発を受けたのは 1 つだけです。それは、ジェットエンジンの回転ノズルを使用して推力ベクトルを変更するシステムです。同時に、エンジンは停止したままで、同様の発電所を備えたハリアー戦闘機とヤク-38戦闘機が硫黄生産に持ち込まれました。

しかし、回転ノズルを使用して垂直離着陸を実現するというアイデアのルーツは、40 年代半ば、OKB-155 の壁内にあり、主任設計者 A.I. が率いていました。ミコヤンは、イニシアチブに基づいて、そのような航空機のプロジェクトを開発しました。その著者はコンスタンチン・ウラジミロヴィチ・ペレンベルグ（シュリコフ）で、設立当時から設計局に勤務していた。
1943 年に K.E. ペレンベルグはまた、自らの主導で、短い離陸と着陸を備えた戦闘機のプロジェクトを開発しました。このような機械を作成するというアイデアは、ドイツの航空機によって損傷を受けた最前線の飛行場からの戦闘作業を確実にするために、離陸距離を短縮したいという設計者の願望によって引き起こされました。
30 年代から 40 年代にかけて、多くの航空機設計者は航空機の離着陸距離を短縮するという問題に注目しました。しかし、彼らのプロジェクトでは、さまざまな技術革新を用いて翼の揚力を高めることでこの問題を解決しようとした結果、多種多様なデザインが登場し、試作に至ったものもありました。飛行中に格納可能な下翼を備えた複葉機 (V.V. ニキーチンと V.V. シェフチェンコによって設計された IS 戦闘機) および飛行中に展開する翼を備えた単葉機 (G.I. バクシャエフによって設計された RK 航空機) が製造され、テストされました。さらに、格納式および羽ばたきスラット、さまざまな種類のフラップ、分割翼など、翼の最も多様な機械化がテストのために提出されました。しかし、これらの技術革新によって離陸距離と滑走距離を大幅に短縮することはできませんでした。
K. V. ペレンベルグ氏は、彼のプロジェクトで翼ではなく発電所に焦点を当てました。 1942 年から 1943 年にかけて。彼は、プロペラの偏向による推力セクターの変化を利用して離陸と移動を減らすいくつかの戦闘機計画を開発し、注意深く分析しました。この場合の翼と羽毛は、主なタスクを達成するのに役立つだけでした。
その結果開発された戦闘機は、前方支持体を備えた三輪降着装置を備えたツービーム方式の単葉機であった。間隔をあけたビームで翼と尾翼ユニットが接続され、尾翼ユニットには全可動スタビライザーが装備されていました。主着陸装置はビーム上にあり、小火器と大砲は前部胴体にありました。
発電所はコックピット後方の胴体後部に設置されていた。動力はギアボックスと細長いシャフトを介して、互いに逆回転するツインプッシャープロペラに伝達されました。後者は反力モーメントを排除し、プロペラグループの効率を向上させました。
離陸時と着陸時には、油圧ドライブの助けを借りてツインプロペラをギアボックスの軸に対して下向きに回転させることで、垂直方向の揚力を生み出すことができました。 2 ビーム方式はプロペラの自由な動きに完全に貢献しましたが、偏向位置ではプロペラは胴体と翼によってわずかに隠されました。地面に近づくとき、または地面の近くを飛行するとき、プロペラは航空機の下に圧縮された空気の領域を形成し、エアクッションの効果を生み出すと考えられていました。同時に、効率も向上しました。
当然、スクリューを縦軸から下に回すとダイブモーメントが生じますが、それは2つの方法で受け流されました。一方では、プロペラのアクティブな吹き出しゾーンで動作する全可動スタビライザーの偏向が負の角度で発生します。一方、翼弦面内での前方への翼コンソールのたわみは、推力ベクトルの所定の方向のバランス条件に対応する角度になります。安全な高さまで上昇した後、航空機が水平飛行に移行すると、プロペラは元の位置に戻りました。
このプロジェクトの実施の場合、提案された戦闘機は非常に短い離陸距離を持つことができましたが、垂直離陸の場合、当時存在していた出力では明らかに十分ではありませんでした。したがって、このようなプロジェクトでは、離陸と着陸の距離を短縮したり、垂直に近い急な軌道で離着陸したりするために、1 つのシャフトで同期して動作する 1 つまたは 2 つの高出力モーターが必要でした。
KB によってデザインされました。ペレンベルグの戦闘機プロジェクトは、プロペラ推力を非常に効率よく利用して航空機にさらなる揚力を生み出し、当時としては珍しい空力バランス手段、つまり可動翼、または現在では可変幾何学翼と呼ばれているものと、制御された翼を利用した点で興味深い。スタビライザー。興味深いのは、このプロジェクトでデザイナーが提案したこれらの技術革新やその他の技術革新が、時代を大きく先取りしていたということです。しかし、将来的には、航空機産業に価値のある用途を発見しました。
短距離離着陸戦闘機プロジェクトはプロジェクトとして残りましたが、それは垂直離着陸機を作成したいという著者の願望を強化するだけでした。コンスタンチン・ウラジミロヴィッチは、垂直離陸の可能性が軍用航空にとって貴重な戦術的機会を開くことを理解していました。この場合、航空機は未舗装の飛行場を拠点とし、サイズが限られたエリアや船の甲板上に設置される可能性があります。この問題の緊急性は当時すでに明らかでした。また、戦闘機の最高飛行速度の向上に伴い、必然的に着陸速度も速くなり、着陸が困難かつ安全ではなくなるとともに、必要な滑走路の長さも増加しました。
大祖国戦争の終わりに、捕獲されたドイツのジェットエンジンYuMO-004とBMW-003が我が国に登場し、その後イギリスのロールスロイス社から購入されたDerwent-V、Nin-I、Nin-IIエンジンが登場しました。」は、国内ジェット航空機業界の多くの問題を解決することに成功しました。確かに、彼らの力は課題を解決するにはまだ不十分でしたが、それでも航空機設計者の仕事は止まりませんでした。現時点では、コンスタンチン・ウラジミロヴィッチは、チーフデザイナーA.I.のデザイン局で働いていただけではありません。ミコヤンですが、モスクワ航空研究所でも教えていました。
ターボジェットエンジン (TRD) を動力装置として使用した垂直離着陸戦闘機の開発に、K.V. ペレンベルグは 1946 年の初めに自らの主導で開始し、その年の半ばまでに機械のプロジェクトは概ね完了しました。前回のプロジェクトと同様に、彼は固定発電所を備えたスキームを選択し、垂直離陸により可変推力ベクトルを提供しました。
提案されたスキームの特徴は、ジェットエンジンの円筒形のノズルが 2 つの対称的に分岐したチャネルで終わり、その端にノズルが垂直面内で回転して取り付けられていることです。
提案された装置の大きな利点は、設計が簡単であること、エンジン自体のノズルを変更する必要がないこと、および制御が比較的容易であることです。同時に、ノズルの回転には、たとえば発電所全体を回転させて推力ベクトルを変更する場合のように、より多くの労力や複雑な装置を必要としませんでした。
コンスタンチン・ウラジミロヴィチが開発した戦闘機は、エンジンのレイアウトが変更された単葉機でした。推力2270kgfの当時最も強力な英国製Nin-IIターボジェットエンジンが発電所として機能する予定でした。空気の供給は前面の空気取り入れ口から行われました。機械をレイアウトする際の主な要件の 1 つは、ノズルが偏向されたときの推力ベクトルの軸が航空機の重心近くを通過することでした。飛行モードに応じて、ノズルは 0 ～ 70 ° の範囲で最も好ましい角度に回転する必要がありました。ノズルの最大偏向は着陸に相当し、着陸はエンジンの最大動作で実行される予定でした。推力ベクトルの変化は航空機の減速にも使用されると考えられていました。
一方、戦闘機の水平線に対して10〜15°の角度で発電所が配置されていたため、エンジン軸からのノズルのずれの範囲は+15°から-50°の範囲でした。提案されたデザインは機体によくフィットします。ノズルの適切な回転と回転面の傾斜により、ノズルが互いに離れすぎないようにすることができました。これにより、チャネルの直径を大きくすることが可能になりました。このかなり重要なパラメータは、チャネルがその寸法に適合するように、胴体の中央部を考慮して最適化されました。
技術的には、固定部分に接続された両方のチャネルと回転制御機構は 1 つのユニットであり、フランジを介して円筒形のエンジンノズルに接続されました。ノズルは、スラストベアリングの助けを借りてチャネルの端に取り付けられました。可動ジョイントが高温ガスにさらされるのを防ぐために、ノズルの端が回転面のスロットをブロックしました。ベアリングの強制冷却は、大気から空気を取り込むことによって組織されました。
ノズルを偏向させるために、ノズルの固定部分に取り付けられた油圧または電気機械駆動装置と、ノズルに固定されたギアセクターを備えたウォームギアを使用することが計画されました。パワードライブはパイロットによって遠隔または自動で制御されました。回転角度の等しさは、ドライブを同時に作動させることによって達成されました。それらの制御は同期されており、偏差の制限角度はリミッターによって固定されています。ノズルにはガイドベーンとそれを冷却するように設計されたケーシングも装備されていました。
このように、ガスジェットは垂直離陸と着陸を実現するかなり強力な手段となっています。約 2000 kgf のエンジン推力を持つ戦闘機の着陸補助装置として使用すると、翼面積が大幅に縮小され、実際に制御器官に変えることができました。知られているように、大部分が M で航空機の主抗力を構成する翼の寸法を大幅に縮小することにより、飛行速度を大幅に向上させることが可能になりました。
プロジェクトを知りました。 A.I. ミコヤンはK.Vにアドバイスしました。ペレンベルグはそれを発明として登録する。 1946 年 12 月 14 日、関連書類が航空産業省発明局に送付され、「回転式ジェットノズル」と題した説明書および図面とともに送付された申請書の中で、この提案を次のとおり登録するよう求められました。「優先権を確保するための」発明。
すでに1947年1月に、MAPの技術部門の専門家委員会の会議が、技術科学副社長候補の議長の下で開催されました。ゴースキー。委員会にはA.N.も含まれていました。ヴォロコフ、B.I. チェラノフスキー、L.S. カメンノモストスキー。 1月28日の決定の中で、委員会はこの提案が原則として正しいと指摘し、著者がこの方向に取り組み続けるよう勧告した。これに加えて、発電所が故障した場合には航空機の着陸に問題が生じるため、翼面積を縮小することは不適切であると述べた。
すぐに、航空機プロジェクトは、TsAGI、CIAM、第 300 プラント設計局およびその他の組織において、著者に検討の根拠を与えるほどの建設的な研究を受け、そこでもプロジェクトは肯定的な評価を受けました。その結果、1950 年 12 月 9 日、K.V. ペレンベルグは、国家経済における先進技術導入のための国家委員会の下にある発明発見局の検討対象として受理されました。同時に、提案された発明の公開は禁止された。
もちろん、このプロジェクトは垂直離陸航空機の作成に関連するすべての微妙な点をまだカバーしていませんし、すぐにはカバーできませんでした。特に私は一人で仕事をしなければならなかったので。しかし、多くの技術的困難や新たな問題はあったものの、それでもこのプロジェクトが現実のものであり、現代の航空における新たな方向性の始まりであることが明らかになりました。
回転ノズルだけでは、垂直離陸時に発生するすべての問題を解決できませんでした。 IAP専門委員会の決定に記載されているように、

「...ガスジェットの方向が変わると、航空機の安定性とバランスが変化し、離陸時と着陸時の制御が困難になります。」

したがって、推力ベクトルの変更に加えて、翼と尾翼ユニットに空気流が吹き付けられないとスタビライザーの役割を果たさなくなるため、機械を安定させるという問題を解決する必要がありました。
この問題を解決するために、コンスタンチン・ウラジミロヴィッチはいくつかの安定化オプションを考案しました。まず、飛行中の推力ベクトルの偏向時の航空機の不均衡は、スタビライザーの迎え角を変更することで回避できます。第二に、低飛行速度では、追加のジェット装置（自律型、またはエンジンのコンプレッサー部分からの排気ガスを使用する）の使用を提案しました。 2 番目の方法の研究は最も困難な作業でした。調査と風洞実験がなければ、地面近くで偏向したガスジェットによる航空機の挙動を判断することは不可能だったからです。
実際、最初の横方向の外乱が地面付近で発生すると、翼の角加速度が急速に増加し、航空機の重大なロール角につながります。横方向の安定化を手動で制御すると、主観的な理由により、パイロットは最初の横揺れの出現に間に合うように反応する時間がありません。制御入力の遅れとシステムの慣性の結果、手動制御では乱れた横バランスを迅速かつ確実に回復することは保証できません。さらに、ジェットエンジンから下降するガス流が隣接する気団を捕らえ、空気が翼の上面から翼の下面に流れるようになり、翼の上面の圧力が翼の下面で増減します。これにより、翼の揚力が減少し、減衰が悪化して、航空機のロールを安定させることが困難になります。そのため、特にロール制御にはピッチ制御に比べて2～3倍の感度が必要でした。
この点に関して、1953 年に K.V. ペレンベルグは、VTOL 戦闘機プロジェクトのために横方向安定化システムを開発しました。その特徴は、航空機に 2 つのロールジャイロスタビライザーを使用し、機体の長手方向軸から最大距離にある翼 (各コンソールに 1 つ) に配置されたことでした。彼らの作業には、ターボジェットエンジンのガスジェットのエネルギーの一部が使用されました。このシステムは、回転中の航空機の安定した位置を示すセンサーであると同時に、反力を回復する方向を分配するセンサーであるジャイロスコープの助けを借りて運用が開始されました。
航空機が回転すると、ジャイロスタビライザーはコンソールに適用される 2 つの等しい反応モーメントを生成し、回転とは反対の方向に作用しました。航空機の回転が増加するにつれて、復元モーメントも増加し、最大許容ロールが設定されたときに最大値に達しました。安全条件下で角度に達しました。このようなシステムには、パイロットの参加や中間接続なしに自動的に作動し、慣性がなく、高い感度と常に作業の準備ができているという利点があり、また、翼の空力減衰のための条件も作成されました。
ジャイロガススタビライザーは、ターボジェットエンジンのメインノズルの回転とエンジンの垂直推力への移行と同時に、離陸モードと着陸モードで作動しました。 3 つの軸すべてに沿って航空機を安定させるために、この時点でピッチ安定化システムも稼働しました。ロールスタビライザーをオンにするために、パイロットはジェットエンジンのタービン部分にあるダンパーを開けました。この場所での速度は約450 m / sであったガス流の一部はガスパイプラインに突入し、そこからジャイロブロックに流入し、ロールが上昇するのに必要な方向にガスを誘導しました。フラップを開くと、上下のフラップが自動的に開き、主翼の切り欠きを覆います。
航空機の翼が縦軸と横軸に対して厳密に水平な位置を占めていた場合、左右のジャイロブロックの上部と下部の窓はサイズの半分まで開いていました。ガスの流れは同じ速度で上下し、同じ反力を生み出しました。同時に、ジャイロブロックからの上方へのガスの流出により、翼上面から翼下面への空気の流れが妨げられ、その結果、エンジン推力ベクトルが偏向した際の翼上の希薄化が減少した。
ロールが現れると、下げられた翼コンソールのジャイロガススタビライザーダンパーが上向きのガス出力を減らし、下向きのガス出力を増加させ、上げたコンソールではその逆が起こりました。その結果、下降するコンソールには上向きの反力が増大し、復元モーメントが発生した。逆に、上昇した翼コンソールでは、下向きに作用する反力が増加し、同じ方向に作用する等しい復元モーメントが発生します。最大安全値に近い回転で、ジャイロブロックのダンパーが完全に開きました。低いコンソールではガスが下に流出し、上がったコンソールではガスが上に流出します。その結果、2つの等しい瞬間が生じました。完全な復元を作成します。
開発したスタビライザーの主要部分はジャイロユニットでした。フロントセミアクスルはアウターボックスにしっかりと取り付けられ、リアアクスルはガスレシーバーにしっかりと取り付けられていました。ハーフシャフトにより、ジャイロブロックは軸に対して自由に回転できるようになりましたが、ロールスタビライザーを翼に取り付ける際には、航空機の長手方向軸と厳密に平行に配置する必要がありました。ガスレシーバーとジャイロブロックの接続面には、ダンパーによって下と上から部分的に閉じられた図形窓がありました。この平面では、ジャイロブロックと受信機が最小限の隙間で互いに接近し、ジャイロブロックの自由な回転が確保されています。過剰なガス漏れを避けるために、ドッキングプレーンにはラビリンスシールが施されていました。
レシーバーにはガス分配機構が内蔵されていました。その役割は、ガスの流れをラインからジャイロブロックの上部または下部のチャンバーに導き、ジャイロブロックディスクのブレード間の窓から流出させることでした。ブロックがどちらの方向に回転したかに応じて、ダンパーは上部の窓または下部の窓を閉じ、ラインからチャンバーの 1 つにガスをバイパスします。ジャイロスコープの動作中、ユニットは常に水平位置を維持し、傾斜によって引き起こされる横軸に対するガスレシーバーの回転の結果として、ダンパーの回転とチャンバーへのガスのバイパスが発生しました。翼の。バンク角が大きいほど、ジャイロブロックの 1 つのウィンドウが開き、もう 1 つのウィンドウが閉じます。
ジャイロブロックは堅いボックスに設置され、その上にヒンジを使って 2 対のシールドが固定され、翼の上下の切り欠きを覆っていました。閉じた位置では、フラップは翼の輪郭を乱すことなくスラットと翼表面の残りの部分にぴったりとフィットします。これらはパイロットによってジェットエンジンのガスダンパーと同時に開かれました。
ジャイロスタビライザーは、ジャイロスコープの平面が航空機の縦軸と横軸の平面内に位置するように、翼コンソールに取り付けられました。比較的小さな寸法の飛行機では、ピッチの振動角が大きくなる可能性があるため、ジャイロスコープの歳差運動現象を避けるために、左右のジャイロブロックの横軸間に平行四辺形の接続を導入して相互に保持する必要があると考えられていました。
計算によると、航空機の推力対重量比が 1 に等しい重量 8000 kg の垂直離陸戦闘機の横方向の安定化は、ターボジェットエンジンからの 3 ～ 4% の出力を 2.25 m 離れたジャイロスタビライザーによって実現できます。長手方向軸からの直径 330 mm、高さ - 220 mm、外箱の長さ - 350 mm、内箱の幅 - 420 mm、ガスパイプラインの直径 - 142 mm、ブロックとブロックの軸間の距離ガスパイプライン - 295 mm。このような翼の設置により、バンク角 10 ° でそれぞれ 100 kgm、バンク角 25 ～ 30 ° で 220 kgm の復元モーメントが発生する可能性があります。
しかし、当時の垂直離着陸戦闘機のこのプロジェクトは実現する運命にありませんでした。それはまた、当時の技術力をはるかに上回っていました。はい、そして公式サークルは彼に対して非常に懐疑的に反応しました。ソ連では計画経済が絶対的なものにまで引き上げられたため、明らかに計画的な発明を意味していたため、設計局には自国の大規模な研究開発のための十分な自由運転資金が常にありませんでした。このように、国産VTOL機の構想プロジェクトは、今後も机上の空論のままとなった。
一方、英国では、垂直離陸・走行ジェット機（VTOL）の開発というアイデアがより真剣に受け止められました。 1957 年、ホーカーシドリー社は独自の判断でそのような航空機の開発を開始し、このクラスの機械を作成した経験もありませんでしたが、わずか 3 年後に実験戦闘機 R. 1127 ケストレルが離陸しました。そして6年後、これに基づいて経験豊富なハリアー攻撃機が製造されました。これは同名の機械のプロトタイプであり、現在では英国空軍だけでなく世界の他の国々でも採用されています。
ソ連では、おそらく LII だけで、垂直離着陸ジェット機の開発の可能性を実際に研究しました。 1958 年に、A.H. が率いるグループが設立されました。ラファエラントは、「ターボレット」と呼ばれる実験装置を開発、製造しました。
彼の飛行は、垂直離陸、ホバリング、着陸モード、および水平飛行への移行におけるジェット制御航空機の作成の基本的な可能性を証明しました。しかし、国内設計者の「ポートフォリオ」にはそのような航空機のプロジェクトが含まれており、テスト中に得られた経験はあったものの、垂直離着陸機を作成するというアイデアはまだ当局の心を捉えていませんでした。ターボレットの。
R. 1127 ケストレル航空機がすでに飛行しており、それに関する最初の詳細な出版物が登場した 1960 年末になって初めて、公式サークルは「突破口」を見せたように見えました。 CPSU中央委員会とソ連閣僚評議会は真剣に考え、「衰退する西側諸国に追いつき、追い越す」ことを再度決定した。その結果、関係するすべての組織間でほぼ 1 年に及ぶやり取りを経て、1961 年 10 月 30 日の共同法令に基づいて、垂直離着陸機の設計と製造の作業が OKB-115 に割り当てられました。チーフデザイナーA.S. ヤコブレフ。発電所の開発はOKB-300主任設計者のS.K.氏に委託されました。トゥマンスキー。確かに、1959年にソ連閣僚評議会の副議長D.F. ウスチノフ、航空工学国家委員会委員長 P.V. デメンティエフと空軍SA司令官K、A. ヴェルシーニンは政令草案を作成し、その中で主任設計者のG.M. の設計局に委託することが計画されていた。ベルネフ。
1962 年の秋、組立工場は実験室のベンチテストを目的とした、Yak-Zb と呼ばれる航空機の 3 機のプロトタイプのうちの最初の 1 機を 1963 年 1 月 9 日にテストパイロットの Yu.A. によって出荷されました。ガルナエフは、6月23日にYak-Z6の2台目でリードにつないでの最初のホバリングをフリーで実行した。ユアガルナエフの代わりにテストパイロットのV.G. ムヒン氏は 1966 年 3 月 24 日に 3 号機の実験機で初の垂直離着陸飛行を行いました。 Yak-Zb の動力装置として、回転ノズルを備えた 2 基の R-27-300 ターボジェットエンジンが使用されました。その後、Yak-36 実験機の製造とテストの経験は、戦闘用 VTOL Yak-38 (Yak-ZbM) の作成の基礎となり、量産化され、海軍航空で使用されました。
一方、1964 年 8 月 29 日（18 年後!）、州発明発見委員会は K.V. を発行しました。シュリコフ (ペレンベルク) のジェットエンジン回転ノズルの発明に対する著作権証明書第 166244 号は、1946 年 12 月 18 日付の優先権を持っています。ただし、当時、ソ連は国際発明発見機関のメンバーではなかったため、このプロジェクトは著作権の効果はソ連の領土にのみ適用されるため、世界的に認められることはありませんでした。この時までに、回転ノズルの設計は航空機工学で実用化されており、垂直離陸航空機のアイデアは世界の航空業界に広まっていました。たとえば、前述の英国製 R.1127 ケストレルには、4 つの回転ノズルを備えたペガサスターボジェットエンジンが搭載されていました。
1968年10月、当時コンスタンチン・ウラジミロヴィッチが設計局に勤務していたP.O.スホーイは、S.K.トゥマンスキーが率いる企業がノズル装置を備えたジェットエンジンの連続生産をマスターしたため、著者への報酬の支払いを求める嘆願書を送った。提案されたK.Vによると。シュリコフ計画。パベル・オシポビッチが演説で述べたように、技術的重要性の点で、この発明は航空技術の分野でなされた最大の発明の一つでした。
そして1969年5月16日、P.O.スホーイの上訴はA.A.ミクリンによって支持され、ミクリンはK.V.の発明は重要であると強調した。シュリコフは 1947 年に彼によって検討され、「新しくて興味深い技術的解決策とみなされ、将来的にはエンジンの推力を利用して航空機の離陸と着陸を容易にするという現実的な見通しを約束した」。さらに、この時点までに、1946 年の VTOL プロジェクトに関して、TsIAM (1963 年 4 月 12 日付け、V.V. Yakovlevsky 署名の No. 09-05)、TsAGI (No. G.S. Byushgens)、技術評議会から肯定的な結論が得られていました。 OKB-424 の決定、および MAP BRIZ の決定 (1968 年 7 月 22 日付)。
回転ノズルの発明に対する報酬の支払い申請は、1969年10月10日に開催されたOKB-300技術審議会において審議された。議論の中で、提案されたK.V. シュリコフによれば、回転ノズル方式はソ連の R-27-300 エンジン (第 27 版) に初めて導入されました。つまり、その使用により、このクラスの最初の国内設計を作成することが可能になりました。さらに、このスキームは P-27B-300 エンジンの 3 つの開発によっても開発されました (ed. 49)。これを確認するために、技術評議会 0KB-300 に、著作権証明書第 166244 号に基づく発明の実施に関する法律が提出されました。この法律は、設計局長 M.I. によって作成されました。マルコフと責任を負う認定BRIZ OKB I.I. モティン、この法律は次のように述べています
このスキームに従って作成されたエンジンは技術開発における新たな有望な方向性であったため、著者の料金は5000ルーブルの金額で決定されました。したがって、OKB-300の技術評議会は、K.V.の研究を認めました。シュリコフは、垂直離着陸を備えた初の国産航空機の開発の基礎を形成しました。
これを念頭に置いて、IT が議長を務める IAP 技術部門の科学技術評議会。 1969年10月のザガイノフは合法とみなされた

「国産航空技術初の垂直離陸機プロジェクトの技術開発における優先順位を認識する。」

この発明が持つ大きな技術的意義と展望に基づいて、今後長年にわたる垂直離着陸航空の出現と、その結果として生じるこの技術分野の発展における国産航空の優位性を予期していた。技術評議会は、技術的発見に対する重要性の観点から、これを技術的改良と評価し、著者に正当な報酬を支払うよう勧告した。
これは、世界初の垂直離陸航空機プロジェクトの簡単な歴史です。そして、優れたエンジニア兼デザイナーのK.V.の発案ですが、ソビエト連邦のシュリコフは金属でその具現化を見つけませんでしたが、これは垂直離陸航空の作成において著者と国内の航空技術の優先権を損なうものではありません。
出版物の準備には、K.V. のご厚意により提供された文書資料が使用されました。シュリコフの個人アーカイブとロシア国立経済アーカイブの文書。
履歴書
シュリコフ（ペレンベルク）コンスタンチン・ウラジミロヴィッチ
コンスタンチン・ウラジミロヴィチ・シュリコフ（ペレンベルク）は、1911年12月2日にプスコフ市で軍人の家族に生まれました。 1939 年に、モスクワ航空研究所の航空機製造部門を優秀な成績で卒業し、機械エンジニアの資格を取得しました。航空業界における彼の実践的な活動 K.V。シュリコフは 1937 年に研究所での研究と仕事を組み合わせて活動を始めました。チーフデザイナーN.N.の設計局の社員となる。ポリカルポフ氏は、設計エンジニアから KB-1 の翼部門の責任者になりました。 I-153チャイカ戦闘機とI-180戦闘機の設計と建造に参加。
1939 年 12 月から 1951 年まで、K.V. シュリコフは、チーフデザイナーA.I.のデザイン局で働いていました。ミコヤンは、MiG-1、MiG-3、I-250、I-270、MiG-9、MiG-15、MiG-17戦闘機、実験用MiG-8の開発と製造に積極的に参加しました。」アヒル」などの航空機。 1941 年の春、彼はその名にちなんで名付けられた第 1 工場の旅団の一員として出向しました。アヴィアヒムは西部特別軍管区およびバルト海特別軍管区の空軍に任命され、戦闘部隊の飛行要員がMiG-1およびMiG-3戦闘機を習得するのを支援した。旅団の任務には、運用中に特定された欠陥の除去と、メーカーの報告書に従って重要な部品を完成させることも含まれていました。大祖国戦争中、コンスタンチン・ウラジミロヴィチはMiG-3戦闘機の改修に参加し、西部戦線空軍の航空連隊とモスクワ防空第6IAKで運用された。 1943 年に、彼はソフト燃料タンクの製造技術を開発しました。
1943 年から 1951 年までの OKB-155 での仕事と並行して、K. V. シュリコフはモスクワ航空研究所で多くの教育活動を並行して行い、そこで航空機設計部門のメンバーでした。彼は、5 年生に航空機設計に関する約 600 時間の講義を行い、卒業プロジェクトの責任者、審査員を務め、学生や大学院生向けの教材の開発にも参加しました。
1951年、MAPの命令に従って、コンスタンチン・ウラジミロヴィッチはアヴィアストロイスペクトレスト第5工場での勤務に異動し、1955年にはMAP第81工場のOKB-424の処分に移された。 1959 年にゼネラルデザイナー S.A. のデザイン局に異動しました。ラヴォチキンでは、バルハシ湖近くのサリシャガン訓練場にあるダル・ミサイル・システムの自動誘導ポイントの開発と組織を監督しました。 1968 年以来、K.V. シュリコフは総合デザイナーP.O.のデザイン局でキャリアを続けました。スホーイ。彼は超音速ミサイル搭載機 T-4 の開発と製造に積極的に参加しました。
1976年から2003年まで、コンスタンチン・ウラジミロヴィッチは、G.E.ロジノ・ロジンスキーが率いる科学生産協会「ライトニング」で働いていました。彼は、ブラン再利用可能宇宙船、その類似体および実験サンプルの設計と作成に参加しました。彼が提案した技術ソリューションの多くは、開発と生産に受け入れられました。
K.V. シュリコフは、航空および宇宙飛行の分野で多くの科学的著作と 30 を超える発明を所有しています。彼の参加（TsAGI、TsNII-30 MO、NII-2 MAPの共同）により、「製品の加速航空機の外観の研究」を含む「ミサイルの空中発射の航空宇宙複合体の研究」に関する研究が実施されました。 V.N.の「100」チェロミーは T-4 超音速航空機をベースにしています。彼は、垂直離着陸機のプロジェクト、航空機の安定化と制御性の分野におけるさまざまなシステムのプロジェクト、大型望遠鏡を持ち上げるためのソ連科学アカデミーの高高度天文ステーションの安定化プラットフォームのプロジェクトを開発しました。重さ7.5トンを成層圏まで運ぶ、宇宙飛行士が広場などで作業するための膨張式はしごのプロジェクト。
ラドガ-9 UV
最近では、6席の双発多目的水陸両用機「Ladoga-bA」と9～11席の「Ladoga-9I」のプロジェクトを開発した。 1997 年、ラドガ bA 水陸両用航空機プロジェクトはブリュッセルユーレカ 97 世界展示会で金賞を受賞しました。

固体燃料ロケットエンジンの推力ベクトルを制御するには、エンジン全体を（バーニアエンジンを除いて）サスペンションに取り付けることはお勧めできません。したがって、設計者の自由に任せてください。

米。 117. ノズルトリマー
解決策としては、ガスジェットを偏向させる機械的制御面をノズルに設置すること、ノズルまたはその一部を回転させること、二次噴射、追加の制御ノズルを使用すること（液体推進ロケットエンジンで行われる方法と同様）が残されています。
機械式操縦翼面には、上で説明したガス舵とデフレクターに加えて、図に示すスライド式および回転式のトリムタブが含まれます。 117. ガスジェットに対する偏向面の影響は、プロファイル周囲の超音速流の理論に従っておおよそ計算できますが、制御力（ガスジェットの軸に垂直な推力の成分）の正確な値を取得する必要があります。エンジン）のたわみの大きさに応じて測定が必要です。この論文では、ガスジェットをこのように制御するノズルにより、軸方向の推力成分に達する最大横力を良好な再現性で得ることが可能になると報告されています。可動機械面を利用した推力ベクトルの制御は追加の抵抗による推力の損失につながり、高い動圧や温度の条件下で強度と完全性を確保することを目的とした骨の折れる研究開発と技術的作業が必要であるという事実にもかかわらず、熱流、ポラリスやボーマークなどのミサイルでの使用に成功しました。
回転ノズルは、推力の大幅な低下を引き起こさず、質量特性の点で競争力があるため、ガスジェットの最も効率的な機械的制御を提供します。このような技術的解決策の使用の一例は、ミニットマンロケットの第 1 段で使用されるジンバルサスペンションとボールジョイントを備えた 4 つの回転ノズルの組み立てです。

このシステムにより、推力を顕著に損なうことなくヨー面、ピッチ面、ロール面の推力ベクトルを制御することが可能になり、ガスジェットの偏向角はノズルブロックの回転に直線的に依存しました。
推力ベクトル制御方法のさらなる改善には、ジンバルサスペンションや固体燃料ロケットノズル内に配置された可動高温金属部品の使用を排除できる、より現代的なスキームが関連しています。これらのスキームには次のものが含まれます。 a) 軌道間タグボートの固体燃料ロケットエンジン用に開発された Tehrol 型ノズルサスペンションシステム (第 11 章の図 148 を参照)。 b) ヒンジ付きサスペンション上のノズルを備えたブースターモジュールのエンジンで使用される推力ベクトル制御システム (第 11 章の図 150 を参照)。ｃ）固体推進剤ブースターＶＫＳ「スペースシャトル」の柔軟な支持体上のノズルの取り付け方式で使用される。最後のスキームをさらに詳しく考えてみましょう。
図上。図１１８は、ＴＴＵの後部アセンブリを示し、推力ベクトル制御システムのユニットの位置を示す。図１１９は、フレキシブルノズルコネクタの装置を示す。接続ノードは、弓形断面の 10 個の鋼製リングガスケットを備えた柔軟な弾性材料で作られたシェルです。最初と最後の補強リングは、エンジンハウジングに接続されているノズルの固定部分に取り付けられます。回転ノズルのアクチュエーターは補助電源ユニットから電力を供給されます。これは、作動中のサーボシリンダに油圧エネルギーを伝達する 2 つの別々の油圧ポンプユニットで構成されており、そのうちの 1 つは滑り面でのノズルの回転を保証し、もう 1 つは横回転面でのノズルの回転を保証します (図 120)。ユニットの 1 つが故障すると、もう 1 つのユニットの水力が増加し、ノズルの両方向の偏向が調整されます。アクセル開離動作から水に入るまでの間、駆動装置はノズルを中立位置に維持します。サーボシリンダーは、航空機のピッチ軸およびヨー軸に対して 45° の角度で外側に向けられています。検討中の固体推進剤ロケットエンジンの推力ベクトル制御システムの駆動に電力を供給する補助動力装置は、液体単一成分燃料であるヒドラジンで動作し、ガス発生器内で触媒上で触媒分解を受けることに留意すべきである。イリジウムでコーティングされたアルミニウムペレットの形です。
10.3.1. 二次注入
固体燃料ロケットエンジンのノズルに補助作動物質を注入して推力ベクトルを制御する方法が1940年代後半に提案された。シリアル航空機で使用され始めました

1960年代初頭のマシン。これらの目的に使用される物質には、水やフレオン 113 などの不活性液体のほか、燃焼生成物や二成分燃料中の水素と相互作用する液体 (ヒドラジンなど) が含まれます。
米。図１２１は、ノズル内の流れ場に対する噴射の影響のメカニズムを示す。噴射された液体が排気ガスの一部を置換するという事実に加えて、噴射により衝撃波システム (分離衝撃および誘導された弓形衝撃) が形成されます。反力の横方向成分は 2 つの効果の結果として発生します。まず、
米。 118. (スキャンを参照) 固体推進剤ブースター VKS「スペースシャトル」の下部アセンブリ - 電源ケーブル (12 本)。 2 - サポートフレーム。 3 - 推力ベクトル制御システム (2 個); 4 - フェアリング。 5 - フロントノズルブロック; 6 - 固体推進剤の充填。 7 - ドッキングフレーム。 8 - 遠隔測定装置のブロック。 9 - 包帯リング。 10 - TTU分離システムのエンジン（4ブロック）。熱シールド。

(クリックしてスキャンを表示)

米。 121. 二次噴射の仕組み。 1 - 境界層。 2 - 分離ジャンプ。 3 - 分離流境界。 4 - 注入穴。 5 - 頭部衝撃。 6 - 射出ゾーンの境界。
穴が開くと、横方向の反力が発生します。次に、ノズル壁の圧力分布の変化により、追加の横方向の力が発生します。 2つ目の効果は、液体を周囲の大気中に注入せずに直接注入した場合に比べて副次成分が増加することである。たとえば、ノズルに息を吹き込むと、横力が 2 ～ 3 倍増加することが観察されました。単一の中央ノズルを備えた固体推進剤ロケットエンジンのヨー平面およびピッチ平面におけるこのような推力ベクトル制御システムの有効性は、注入口の位置と噴射物質の流量によって異なります。ノズルにガスを吹き込むとき、または非蒸発液体を噴射するときの横方向成分の大きさは、別の方法 (10.2 節で説明したものとは異なる) で計算できます。つまり、噴射された物質と主流の境界面の形状を次のように近似します。半球状の底部を持つ半円筒形。
主流の側から、壁に平行な圧力がこの表面に作用し、円柱の半径、つまりフローコア内の平均静圧に比例します。境界面上の蒸発、混合、粘性力を無視して、壁に平行な注入流体の運動量流と圧力との間の平衡状態を次のように書きます。
ここで、流量 (壁に平行な漸近流体流量に等しいと仮定)、漸近

注入された物質の速度。これがよどみ圧力から圧力までの液体の等エントロピー膨張の結果として達成されると仮定すると、これは注入された物質の熱力学特性のみに依存する既知のパラメーターになります。したがって、
壁に垂直な力には 3 つの成分があります: 1) 入口出口での法線速度、2) 射出ありとなしの穴の出口での圧力の差、および 3) 内部の積分の差噴射の有無にかかわらず壁にかかる圧力からノズルの表面を測定します。十分に小さいノズル開口角度では、横方向の力の式は次の形式になります。
ここで、awx はノズルの出口ソケットの開口部の半角であり、ノズルの幾何学的特性、入口の位置、排気中の物質の比熱容量の比に応じた無次元係数です。ジェット。この式による計算は実験データとよく一致しています。
ロール面での推力ベクトル制御が必要な場合は、2 つのノズルを使用するか、出口ベルに一対の薄い縦分割リブを取り付けて、対応する穴から液体を噴射します。図から。 122 では、穴がピッチ制御、ヨー用の穴、およびジョイントの注入またはロールを提供していることがわかります。水を噴射液体とする風洞内で、ノズル内の圧力分布と二次流量と主流量の比率に応じた圧力分布のパラメトリック研究が行われ、二次噴射の最適な入口位置が決定されました。決定されました。これらの結果は、PCA をベースにした少量の単元推進薬を燃焼させ、フレオン 113 をノズルに噴射する特別な装置の開発に使用されました (図 123)。エンジンは 2 つの精密ベアリングに取り付けられており、ロール面内で自由に (摩擦なしで) 動くことができます。回転モーメントは、固体推進剤ロケットモーターの前部底部に固定された移行スリーブに垂直に溶接された 2 本のビームを使用して測定されました。ビームはスタンドにしっかりと埋め込まれており、トルクが加わると曲がります。ひずみゲージによるブリッジの測定、

米。 122. 3 軸に沿った制御を提供する固体推進剤ロケットエンジンの中央ノズルの概略図。
梁の上に置かれ、瞬間に比例して変化する信号を発しました。
結果を図に示します。 124 は、注入された物質の入口穴の位置がトルクにほとんど影響せず、偏差が 10 ～ 15% だけであることを示しています (穴の位置は冷間作動油を使用したテストに基づいて選択されているため、これは驚くべきことではありません) ）、およびによる比推力の減少
米。 123. ベンチ設置のスキーム。

米。 124. (スキャンを参照) 推力に対するトルクの比 (a)、および推力の比推力および追加の軸方向成分 (b) に対する噴射流量の依存性に関する実験データ。
ノズルに縦リブを設けることで液体噴射により補償され、液体流量の増加により比推力が増加します。

「スラローム」ではロールは同じ、つまり大きいですが、アンダーステアはまったくありません。「無計画」バージョンが力強くフロントエンドを滑らせたのと同じ速度で、アウトランダースポーツはただ向きを変えて進みます。コントラストは、車の挙動がまったく非現実的に見える、半径が減少する円弧で特に顕著です。通常のバージョンが時速 30 km でこの演習を通過するのが困難な場合、S-AWC を備えた新しい改良型は時速 40 km で簡単にこの演習を完了しました。

車は円周上（スライドが遅く始まる）と「再配置」の両方ではるかに自信を持って動作し、通常のバージョンとは異なり、ドリフトがほとんどなく、より高速で追い越すこともできます。一言で言えば、極限状況におけるアウトランダースポーツの挙動は奇跡としか言いようがありません。このクロスオーバーは物理法則を無視しているようです。公道を走行するときに違いが顕著になるかどうかを見てみましょう。

ほぼスポーツ選手

まず、名前にスポーツという接頭語が付いていない、つまり S-AWC が付いていない、通常のアウトランダーを運転したときの感覚を思い出してみましょう。クロスオーバーは直線上では完璧に立ち上がり、段差やわだちも無視しますが、急激にコーナーに進入するとロールが大きく、ステアリングホイールの反力不足によりドライバーに不安感を与えます。しかし、落ち着いて運転すれば、すべてが正常に戻ります。乗り心地は高くなっていますが、シャーシはもはやアスファルトの壊れた路面には対応できません。ただし、テストが行われたサンクトペテルブルク近郊は、車ではなく戦車で行くのがちょうどいいほど、道路が悪いところもある。欠点としては、前席に比べて後部ソファの乗り心地が明らかに劣っていることが挙げられます。また、タイヤノイズが激しいため、2列目の乗員には前に座っている人の声がほとんど聞こえません。

この車は2013年に製造されたと言う価値があります。そして2014年、クロスオーバーは非常に大幅な改良を受けました。そのため、私にはアウトランダースポーツの改良版の乗り心地を知るだけでなく、他のイノベーションを実際に評価する機会もあります。まず第一に、アスファルトのマイクロプロファイルをもう少し繰り返し始めた、より組み立てられたサスペンションに注目します。しかし、更新されたシャーシは重大な衝撃に対する耐性が向上しており、通常の運転条件下では横揺れに対する耐性が向上しています。 2014 年以降、すべてのアウトランダーの改造はこの停止を受けています。

ただし、よりタイトなステアリングホイールはアウトランダースポーツバージョンのみの特権です。そして、クルマの感覚も全く違ってきました。筋肉が引き締まったようで、コーナーを速く通過するときも不安を感じなくなりました。しかもクロスオーバーの挙動にスポーツノートが登場！私はこの車の方がずっと好きです。

さらに、後部乗員の快適性も、主に音響面で大幅に向上しました。 2014年のアウトランダーのすべての改造には追加の遮音性が施されており、これは「裸の耳」で顕著です。今、私は後部のソファに座って運転手と静かに話しています。サスペンションが硬くなると、驚くべきことに揺れが少なくなった。はい、はい、これはシャーシが適切に構成されている場合に発生します。

S-AWCに関しては、通常走行ではその働きは全く感じられない。これは予想通りのことでした。このシステムは、気づかれないうちにその仕事を遂行しており、それは光栄であり賞賛の対象です。一言で言えば、三菱アウトランダーは年々進化しています。 2015 年には、クロスオーバーがグローバルアップデートされる予定です。それでは、新たな出会いをお待ちしております。

三菱アウトランダースポーツ3.0の仕様