Jak działa system sterowania wektorem ciągu? Sterowanie wektorem ciągu Co oznacza kontrolowany wektor ciągu?

06.07.2023

Kontrolowany wektor ciągu

Sterowanie wektorem ciągu (TCV) silnik odrzutowy - odchylenie strumienia strumienia silnika od kierunku odpowiadającego trybowi przelotowemu.

Obecnie sterowanie wektorem ciągu odbywa się głównie poprzez obrót całej dyszy lub jej części.

Rys. 1: Schematy dysz z mechanicznym UVT: a) - z odchyleniem przepływu w części poddźwiękowej; b) - z odchyleniem przepływu w części naddźwiękowej; c) - połączone.

Schemat z odchyleniem przepływu w części poddźwiękowej charakteryzuje się zbieżnością kąta odchylenia mechanicznego z kątem odchylenia gazowo-dynamicznego. W przypadku obwodu z odchyleniem tylko w części naddźwiękowej kąt gazodynamiczny różni się od kąta mechanicznego.

Rys. 2: Schemat dyszy z GUVT wykorzystującej powietrze atmosferyczne w trybie przepływu osiowego: 1-przepływ mocy; 2-wyrzucony przepływ kontrolny atmosfery; Skorupa 3-pierścieniowa mocowana do żeber dzielących; 4-dzielne żebra.

Rys. 3: Schemat dyszy z GUVT w trybie maksymalnego odchylenia wektora ciągu: 1-sektor zamknięty; 2-otwarty sektor; 3-region niskiego ciśnienia.

Dysza gazowo-dynamiczna wykorzystuje technikę „strumieniową” do zmiany efektywnej powierzchni dyszy i odchylenia wektora ciągu, ale dyszy nie można regulować mechanicznie. Dysza ta nie posiada gorących, mocno obciążonych części ruchomych, dobrze komponuje się z konstrukcją samolotu, co zmniejsza jego wagę.

Zewnętrzne kontury stałej dyszy płynnie łączą się z konturami samolotu, poprawiając właściwości niewidzialności. W tej dyszy powietrze ze sprężarki może być kierowane do wtryskiwaczy w sekcji krytycznej i w części rozprężającej, odpowiednio w celu zmiany sekcji krytycznej i sterowania wektorem ciągu.

Spinki do mankietów

RD-133 – na airwar.ru

Literatura

Bezverby V.K., Zernov V.N., Perelygin B.P. Dobór parametrów konstrukcyjnych statku powietrznego.. - M.: MAI., 1984.
Nr 36 // Ekspresowa informacja. Seria: budowa silników lotniczych.. - M.: CIAM., 2000.
Krasnov N.F. Aerodynamika. 2 // Aerodynamika. Metody obliczeń aerodynamicznych.. - M.: VSh, 1980.
Shvets A.I. Aerodynamika form nośnych.. - Kijów.: VSh, 1985..
Zalmanzon Los Angeles Teoria elementów płucnych. - M.: Nauka, 1969. - s. 508.
2 // Doświadczenia w tworzeniu gazowo-dynamicznego urządzenia sterującego wektorem ciągu Streszczenia raportów.. - Samara: „Międzynarodowa konferencja naukowo-techniczna poświęcona pamięci Generalnego Projektanta technologii lotniczej, akademika N.D. Kuznetsova”, 2001 - s. 205-206.

Lub jego części.

Encyklopedyczny YouTube

1 / 5
Pierwsze eksperymenty związane z praktycznym zastosowaniem wektorowania zmiennego ciągu na samolotach datowane są na rok 1957 i przeprowadzono je w Wielkiej Brytanii w ramach programu budowy samolotu bojowego z pionowym startem i lądowaniem. Prototyp oznaczony P.1127 został wyposażony w dwie dysze obracające się o 90°, umieszczone po bokach samolotu w środku ciężkości, co zapewniało ruch w trybach lotu pionowego, przejściowego i poziomego. Pierwszy lot R.1127 odbył się w 1960 roku, a w 1967 roku na jego bazie powstał pierwszy seryjny samolot VTOL – Harrier.
Znaczącym krokiem naprzód w rozwoju silników o zmiennym wektorowaniu ciągu w ramach programów VTOL było stworzenie w 1987 roku radzieckiego naddźwiękowego VTOL Jak-41. Zasadniczą cechą wyróżniającą ten samolot była obecność trzech silników: dwóch podnoszących i jednego podnosząco-napędowego z obrotową dyszą umieszczoną pomiędzy belkami ogonowymi. Trójsekcyjna konstrukcja dyszy silnika o napędzie podnoszącym umożliwiała obrót w dół od pozycji poziomej o 95°. \
Rozszerzenie charakterystyk manewrowych
Już podczas prac nad R.1127 testerzy zauważyli, że zastosowanie w locie odchylonego wektora ciągu ułatwia w pewnym stopniu manewrowanie samolotem. Jednak ze względu na niewystarczający poziom rozwoju technologii i priorytet programów VTOL, poważne prace w zakresie zwiększania manewrowości za pomocą zaawansowanych technologicznie samolotów podjęto dopiero pod koniec lat 80-tych.
W 1988 roku na bazie myśliwca F-15 B stworzono eksperymentalny samolot z silnikami z płaskimi dyszami i odchyleniem wektora ciągu w płaszczyźnie pionowej. Wyniki lotów testowych wykazały wysoką skuteczność OVT w zwiększaniu sterowności samolotu przy średnich i dużych kątach natarcia.
Mniej więcej w tym samym czasie w Związku Radzieckim opracowano silnik z osiowosymetrycznym odchyleniem dyszy o przekroju kołowym, nad którym prace prowadzono równolegle z pracami nad płaską dyszą z odchyleniem w płaszczyźnie pionowej. Ponieważ zainstalowanie dyszy płaskiej w silniku odrzutowym wiąże się z utratą 10-15% ciągu, preferowano dyszę okrągłą z odchyleniem osiowo-symetrycznym, a w 1989 r. odbył się pierwszy lot myśliwca Su-27 z silnikiem eksperymentalnym miejsce.

Zasada działania

Schemat z odchyleniem przepływu w części poddźwiękowej charakteryzuje się zbieżnością kąta odchylenia mechanicznego z kątem odchylenia gazowo-dynamicznego. W przypadku obwodu z odchyleniem tylko w części naddźwiękowej kąt gazodynamiczny różni się od kąta mechanicznego.
Projekt schematu dysz pokazany w Ryż. 1a, musi posiadać dodatkowy zespół zapewniający ugięcie całej dyszy. Schemat dyszy z odchyleniem przepływu tylko w części naddźwiękowej Ryż. 1b w rzeczywistości nie ma żadnych specjalnych elementów zapewniających odchylenie wektora ciągu. Różnice w działaniu tych dwóch schematów wyrażają się w tym, że aby zapewnić ten sam efektywny kąt odchylenia wektora ciągu, schemat z ugięciem w części naddźwiękowej wymaga dużych momentów sterujących.
Przedstawione schematy wymagają również rozwiązania problemów zapewnienia akceptowalnych właściwości wagowo-wymiarowych, niezawodności, żywotności i szybkości.
Istnieją dwa schematy sterowania wektorem ciągu:
- z kontrolą w jednej płaszczyźnie;
- z kontrolą we wszystkich płaszczyznach (z wychyleniem pod każdym kątem).
Sterowanie wektorem ciągu dynamicznego gazu (GUVT)

Wysoką efektywność sterowania wektorem ciągu można osiągnąć stosując sterowanie wektorem ciągu dynamicznego gazowo (GUVT) ze względu na asymetryczny dopływ powietrza sterującego do ścieżki dyszy.

Dysza gazowo-dynamiczna wykorzystuje technikę „strumienia” do zmiany efektywnej powierzchni dyszy i odchylenia wektora ciągu, podczas gdy dysza nie jest regulowana mechanicznie. Dysza ta nie posiada gorących, mocno obciążonych części ruchomych, dobrze komponuje się z konstrukcją samolotu, co zmniejsza jego wagę.
Zewnętrzne kontury nieruchomej dyszy płynnie wtapiają się w kontury samolotu, poprawiając właściwości konstrukcyjne, które są trudne do zauważenia. W dyszy tej powietrze ze sprężarki może być kierowane do wtryskiwaczy w sekcji krytycznej oraz w części rozprężnej w celu odpowiednio zmiany sekcji krytycznej i sterowania wektorem ciągu.

Tworzenie sił kontrolnych zapewnia następująca kolejność działań.
1. W pierwszej fazie pracy dyszy (ryc. 5) zwiększyć kąt odchylenia klap rozbieżnej części dyszy - kąt α montaż klap wyjściowych części rozszerzającej 3 dysze
2. W drugiej fazie (ryc. 6), w trybie generowania sił sterujących na części powierzchni dyszy, przepustnice otwierają się 8 aby powietrze atmosferyczne dostało się do części bocznej powierzchni rozszerzającej się części dyszy 3 . NA Ryc.6 pokazany widok A oraz kierunek przepływu powietrza atmosferycznego przez otwarte otwory z przepustnicami na części powierzchni bocznej. Przełączanie amortyzatorów 8 na przeciwnej połowie bocznej rozszerzającej się części dyszy prowadzi do odchylenia strumienia i wektora ciągu silnika pod kątem β w przeciwnym kierunku.
Aby wytworzyć siły sterujące w silniku z dyszą naddźwiękową, można nieznacznie zmienić część naddźwiękową istniejącej dyszy. Ta stosunkowo prosta modernizacja wymaga minimalnych zmian w głównych częściach i zespołach oryginalnej, standardowej dyszy.
Podczas projektowania nie wolno wymieniać większości (do 70%) podzespołów i części modułu dysz: kołnierza mocującego do korpusu silnika, korpusu głównego, głównych napędów hydraulicznych wraz z zespołami mocującymi, dźwigniami i wspornikami, a także gdy sekcja krytyczna się zapadnie. Zmieniają się konstrukcje klap i przekładek rozszerzającej się części dyszy, których długość wzrasta, a w których wykonano otwory z amortyzatorami obrotowymi i siłownikami hydraulicznymi. Dodatkowo zmieniono konstrukcję klap zewnętrznych i zastąpiono siłowniki pneumatyczne do nich siłownikami hydraulicznymi o ciśnieniu roboczym do 10 MPa (100 kg/cm2).

Odchylany wektor ciągu

Odchylany wektor ciągu (OVT) - funkcja dyszy, zmiana kierunku strumienia. Zaprojektowany w celu poprawy właściwości taktycznych i technicznych samolotu. Regulowana dysza strumieniowa z odchylanym wektorem ciągu jest urządzeniem o zmiennym przekroju krytycznym i wylotowym w zależności od trybów pracy silnika, w kanale którego następuje przyspieszanie przepływu gazu w celu wytworzenia ciągu strumienia i możliwości odchylenia strumienia wektor ciągu we wszystkich kierunkach.

Zastosowanie w nowoczesnych samolotach

Obecnie system odchylania wektora ciągu uznawany jest za jeden z obowiązkowych elementów współczesnego samolotu bojowego ze względu na znaczną poprawę właściwości lotnych i bojowych spowodowaną jego zastosowaniem. Aktywnie badane są również kwestie modernizacji istniejącej floty samolotów bojowych nieposiadających OVT poprzez wymianę silników lub instalowanie jednostek OVT na standardowych silnikach. Drugą opcję opracował jeden z wiodących rosyjskich producentów silników turboodrzutowych - firma Klimov, która produkuje również jedyną na świecie seryjną dyszę z odchyleniem wektora ciągu pod każdym kątem do montażu w silnikach RD-33 (rodzina myśliwców MiG-29 ) i AL-31F (myśliwce marki Su).
Samoloty bojowe z wektorowaniem ciągu:
Z osiowosymetrycznym odchyleniem wektora ciągu
- Su-27SM2 (silnik AL-31F-M1, produkt 117S)
- Su-30 (silnik AL-31FP)
- PAK FA (prototyp)
- F-15 S (eksperymentalny)
Z odchyleniem wektora ciągu w dyszy płaskiej
Dziś samoloty pionowego startu i lądowania nie są już nowością. Prace w tym kierunku rozpoczęły się głównie w połowie lat 50. i szły w różnych kierunkach. W trakcie prac rozwojowych opracowano samoloty z instalacjami obrotowymi i szereg innych. Ale spośród wszystkich rozwiązań zapewniających pionowy start i lądowanie tylko jeden otrzymał godny rozwój - system zmiany wektora ciągu za pomocą dysz obrotowych silnika odrzutowego. Jednocześnie silnik pozostał nieruchomy, do pełnej produkcji doprowadzono myśliwce Harrier i Jak-38, wyposażone w podobne elektrownie.

Jednak pomysł wykorzystania dysz obrotowych do zapewnienia pionowego startu i lądowania ma swoje korzenie w połowie lat 40. XX wieku, kiedy to w ścianach OKB-155, na którego czele stał główny projektant A.I. Mikojan z własnej inicjatywy opracował projekt takiego samolotu. Jej autorem był Konstantin Władimirowicz Pelenberg (Szulikow), który pracował w OKB od dnia jego założenia.
Warto dodać, że już w 1943 roku K.E. Pelenberg aktywnie opracował także projekt myśliwca charakteryzującego się krótkim startem i lądowaniem. Pomysł stworzenia takiej maszyny powstał z chęci projektanta zmniejszenia długości startu, aby zapewnić pracę bojową z lotnisk frontowych uszkodzonych przez niemieckie samoloty.
Na przełomie lat 30. i 40. wielu konstruktorów samolotów zwracało uwagę na problem zmniejszania długości startu i lądowania samolotu. Jednak w swoich projektach próbowali rozwiązać ten problem poprzez zwiększenie siły nośnej skrzydła za pomocą różnych nowinek technicznych, w wyniku czego pojawiła się szeroka gama projektów, z których część osiągnęła prototypy. Zbudowano i przetestowano dwupłatowce z chowanym w locie dolnym skrzydłem (myśliwce IS projektu V.V. Nikitina i V.V. Shevchenko) oraz jednopłatowce z chowanym w locie skrzydłem (samolot RK projektu G.I. Bakshaeva). Dodatkowo do testów została poddana szerokiej gamie mechanizacji skrzydeł – listwy chowane i trzepoczące, różnego rodzaju klapy, skrzydła dzielone i wiele innych. Jednak te innowacje nie mogły znacząco zmniejszyć dystansu startu i biegu.
W swoim projekcie K.V. Pelenberg skupił swoją uwagę nie na skrzydle, ale na elektrowni. W latach 1942-1943. opracował i dokładnie przeanalizował kilka projektów myśliwców, w których zastosowano zmianę sektora ciągu dzięki odchylanym śmigłom, aby skrócić start i podróż. Skrzydło i ogon w tych przypadkach tylko pomogły w osiągnięciu głównego zadania.
Ostatecznie opracowany myśliwiec był jednopłatowcem z dwoma wysięgnikami i trójkołowym podwoziem z przednią podporą. Rozstawione belki łączyły skrzydło z ogonem, który miał całkowicie ruchomy stabilizator. Podpory podwozia głównego umieszczono na belkach, natomiast broń strzelecką i armatnią umieszczono w przedniej części kadłuba.
Elektrownia znajdowała się w tylnej części kadłuba, za kokpitem. Moc była przenoszona przez skrzynię biegów i wydłużone wały na sparowane śruby popychające, które miały przeciwbieżny obrót. Ten ostatni wyeliminował moment reakcji i zwiększył sprawność zespołu śmigło-silnik.
Podczas startu i lądowania podwójne śmigła, wykorzystując napęd hydrauliczny, można było obracać w dół względem osi skrzyni biegów, tworząc w ten sposób pionową siłę nośną. Dwubelkowa konstrukcja w pełni ułatwiała swobodny ruch śmigieł, natomiast w pozycji odchylonej były one lekko zacienione przez kadłub i skrzydło. Podczas zbliżania się do ziemi lub lotu w jej pobliżu śmigła miały tworzyć pod samolotem obszar zagęszczonego powietrza, tworząc efekt poduszki powietrznej. Jednocześnie wzrosła także ich wydajność.
Naturalnie, gdy śmigła obróciły się w dół od osi podłużnej, powstał moment nurkowy, ale został on przeciwdziałany na dwa sposoby. Z jednej strony wychylenie wszechruchliwego stabilizatora, pracującego w strefie aktywnego nadmuchu śmigieł, pod kąt ujemny. Natomiast wychylenie wspornika skrzydła w płaszczyźnie cięciwy do przodu o kąt odpowiadający warunkom wyważenia dla danego kierunku wektora ciągu. Kiedy samolot po wzniesieniu się na bezpieczną wysokość został przeniesiony do lotu poziomego, śmigła powróciły do pierwotnego położenia.
Gdyby ten projekt został wdrożony, proponowany myśliwiec mógłby mieć bardzo krótką odległość startu, ale do pionowego startu moc istniejących wówczas silników wyraźnie nie wystarczyła. Dlatego do takiego projektu, aby skrócić długość startu i lądowania oraz startu i lądowania po stromej trajektorii zbliżonej do pionu, potrzebny był jeden lub dwa silniki dużej mocy, pracujące synchronicznie na tym samym wale.
Zaprojektowany przez K.B. Projekt myśliwca Pelenberga jest o tyle interesujący, że z dużą wydajnością wykorzystywał ciąg śmigła do wytworzenia dodatkowej siły nośnej dla samolotu oraz niezwykłe jak na tamte czasy środki równoważenia aerodynamicznego - skrzydło ruchome lub, jak to się obecnie nazywa, skrzydło o zmiennej geometrii. jako kontrolowany stabilizator. Warto zauważyć, że te i inne innowacje techniczne zaproponowane przez projektanta w tym projekcie znacznie wyprzedziły swoje czasy. Jednak później znalazły godne zastosowanie w budowie samolotów.
Projekt myśliwca krótkiego startu i lądowania pozostał projektem, ale tylko wzmocnił pragnienie autora stworzenia samolotu pionowego startu i lądowania. Konstantin Władimirowicz zrozumiał, że możliwość pionowego startu otworzyła nieocenione możliwości taktyczne dla lotnictwa wojskowego. W takim przypadku samoloty mogłyby stacjonować na nieutwardzonych lotniskach, wykorzystując obszary o ograniczonej wielkości oraz na pokładach statków. Znaczenie tego problemu było jasne już wtedy. Ponadto wraz ze wzrostem maksymalnych prędkości lotu myśliwców nieuchronnie zwiększały się prędkości ich lądowania, co utrudniało lądowanie i było niebezpieczne, a ponadto zwiększała się wymagana długość pasów startowych.
Pod koniec Wielkiej Wojny Ojczyźnianej, wraz z pojawieniem się w naszym kraju zdobytych niemieckich silników odrzutowych YuMO-004 i BMW-003, a następnie silników Derwent-V, Nin-I i Nin-II zakupionych od angielskiej firmy Rolls-Royce ”, udało się pomyślnie rozwiązać wiele problemów w krajowym przemyśle samolotów odrzutowych. To prawda, że \u200b\u200bich moc była nadal niewystarczająca, aby rozwiązać zadanie, ale nie przerwało to pracy projektanta samolotu. W tym czasie Konstantin Władimirowicz pracował nie tylko w biurze projektowym głównego projektanta A.I. Mikojana, ale także wykładał w Moskiewskim Instytucie Lotniczym.
Do opracowania myśliwca z pionowym startem i lądowaniem, który wykorzystywał silnik turboodrzutowy (TRD) jako napęd, K.V. Pelenberg rozpoczął pracę na początku 1946 roku z własnej inicjatywy i już w połowie roku projekt maszyny był w zasadzie ukończony. Podobnie jak w poprzednim projekcie wybrał projekt ze stałą elektrownią, a pionowy start zapewniał zmienny wektor ciągu.
Cechą proponowanego schematu było to, że cylindryczna dysza silnika odrzutowego zakończyła się dwoma symetrycznie rozbieżnymi kanałami, na końcu których zainstalowano dysze obracające się w płaszczyźnie pionowej.
Istotną zaletą proponowanego urządzenia była prostota konstrukcji, brak konieczności zmiany dyszy samego silnika i względna łatwość sterowania. Jednocześnie obracanie dysz nie wymagało większego wysiłku i skomplikowanych urządzeń, jak na przykład w przypadku zmiany wektora ciągu poprzez obrót całej elektrowni.
Myśliwiec opracowany przez Konstantina Władimirowicza był jednopłatowcem ze zmodyfikowanym układem silnika. Jako elektrownię miał wówczas służyć najpotężniejszy angielski silnik turboodrzutowy „Nin-II” o ciągu 2270 kgf. Dopływ powietrza do niego odbywał się poprzez przedni wlot powietrza. Podczas konfigurowania maszyny jednym z głównych wymagań było to, aby oś wektora ciągu przy odchylaniu dysz przebiegała w pobliżu środka ciężkości samolotu. W zależności od trybu lotu dysze należało obracać pod najkorzystniejszym kątem w zakresie od 0 do 70°. Największe odchylenie dyszy odpowiadało lądowaniu, które planowano przeprowadzić przy maksymalnej pracy silnika. Zmiana wektora ciągu miała także służyć do hamowania samolotu.
Tymczasem ze względu na umiejscowienie zespołu napędowego pod kątem 10-15° w stosunku do płaszczyzny poziomej myśliwca, zakres odchylenia dysz od osi silnika wahał się od +15° do -50°. Proponowana konstrukcja dobrze wpasowuje się w kadłub. Odpowiedni obrót i nachylenie płaszczyzny obrotu dysz pozwoliło nie rozmieszczać ich zbyt daleko od siebie. To z kolei umożliwiło zwiększenie średnicy kanałów – ten dość krytyczny parametr został zoptymalizowany z uwzględnieniem środkowej części kadłuba, tak aby kanały pasowały do jego wymiarów.
Technologicznie oba kanały połączone z częścią stałą wraz z mechanizmem regulacji obrotów stanowiły jeden zespół, który połączony był kołnierzem z cylindryczną dyszą silnika. Dysze mocowano do końców kanałów za pomocą łożysk oporowych. Aby zabezpieczyć złącze ruchome przed działaniem gorących gazów, krawędzie dyszy blokowały szczelinę w płaszczyźnie obrotu. Wymuszone chłodzenie łożysk zorganizowano poprzez zasysanie powietrza z atmosfery.
Do odchylania dysz planowano zastosować napęd hydrauliczny lub elektromechaniczny zamontowany na nieruchomej części dyszy oraz przekładnię ślimakową z sektorem zębatym zamontowaną na dyszy. Napędem sterowano zdalnie lub automatycznie przez pilota. Równość kątów obrotu uzyskano poprzez jednoczesne załączenie napędów. Ich sterowanie zostało zsynchronizowane, a maksymalny kąt odchylenia został ustalony za pomocą ogranicznika. Dysza została również wyposażona w łopatki kierujące i obudowę przeznaczoną do jej chłodzenia.
W ten sposób strumień gazu stał się dość potężnym środkiem zapewniającym pionowy start i lądowanie. Zastosowanie go jako podwozia myśliwca o ciągu silnika około 2000 kgf zmniejszyło powierzchnię skrzydła do tego stopnia, że faktycznie można było je przekształcić w element sterujący. Znaczące zmniejszenie wymiarów skrzydła, które przy dużych liczbach Macha, jak wiadomo, stanowi główny opór samolotu, pozwoliło znacząco zwiększyć prędkość lotu.
Po zapoznaniu się z projektem. sztuczna inteligencja Mikojan doradzał K.V. Pelenberga do zarejestrowania go jako wynalazku. Stosowne dokumenty przesłano do Biura Wynalazków Ministerstwa Przemysłu Lotniczego w dniu 14 grudnia 1946 r. We wniosku, przesłanym wraz z objaśnieniami i rysunkami pt. „Dysza rotacyjna silnika turboodrzutowego”, autor poprosił o zarejestrowanie tego propozycję jako wynalazek „w celu zabezpieczenia pierwszeństwa”.
Już w styczniu 1947 r. odbyło się posiedzenie komisji eksperckiej przy wydziale technicznym MAP pod przewodnictwem Kandydata Nauk Technicznych V.P. Gorski. W skład komisji weszli także A.N. Volokov, B.I. Cheranovsky i L.S. Kamennomostski. Komisja w swojej decyzji z 28 stycznia stwierdziła, że propozycja ta jest co do zasady słuszna i zaleciła autorowi dalsze prace w tym kierunku. Jednocześnie zauważyła, że zmniejszenie powierzchni skrzydeł jest niewłaściwe, ponieważ w przypadku awarii elektrowni lądowanie samolotu byłoby problematyczne.
Wkrótce projekt samolotu otrzymał konstruktywne opracowanie do tego stopnia, że dało to autorowi podstawę do rozpatrzenia go w TsAGI, CIAM, OKB Zakładu nr 300 i innych organizacjach, gdzie projekt również uzyskał pozytywną ocenę. W rezultacie 9 grudnia 1950 r. wniosek K.V. Pelenberg został przyjęty do rozpatrzenia przez Urząd Wynalazków i Odkryć w ramach Państwowego Komitetu ds. Wprowadzania Zaawansowanych Technologii do Gospodarki Narodowej. Jednocześnie zakazano publikacji proponowanego wynalazku.
Oczywiście projekt nie obejmował jeszcze i nie mógł od razu objąć wszystkich subtelności związanych z tworzeniem pionowo startującego samolotu. Poza tym musiałem pracować sam. Ale choć pojawiło się wiele trudności technicznych i nowych problemów, już wtedy stało się jasne, że projekt jest realny, że stanowi początek nowego kierunku we współczesnym lotnictwie.
Sama obrotowa dysza nie rozwiązała wszystkich problemów pojawiających się podczas pionowego startu. Jak stwierdzono w decyzji komisji ekspertów MAP,

„...kiedy zmieni się kierunek strumienia gazu, zmieni się stabilność i równowaga samolotu, co spowoduje trudności w sterowaniu podczas startu i lądowania.”

Dlatego oprócz zmiany wektora ciągu konieczne było rozwiązanie kwestii stabilizacji pojazdu, gdyż przy braku przepływu powietrza wokół skrzydła i ogona nie pełniły one już roli stabilizatorów.
Aby rozwiązać ten problem, Konstantin Władimirowicz opracował kilka opcji stabilizacji. Po pierwsze, niezrównoważeniu samolotu podczas odchylania wektora ciągu można przeciwdziałać, zmieniając kąty natarcia stabilizatora. Po drugie, przy małych prędkościach lotu proponował zastosowanie dodatkowego urządzenia odrzutowego (samodzielnego lub wykorzystującego spaliny z części zasprężarkowej silnika). Praca nad drugą metodą była trudnym zadaniem, ponieważ bez badań i czyszczenia w tunelu aerodynamicznym nie można było ocenić zachowania samolotu z odbitym strumieniem gazu blisko ziemi.
Faktem jest, że gdy w pobliżu ziemi wystąpią początkowe zaburzenia poprzeczne, przyspieszenia kątowe skrzydła szybko rosną, co prowadzi do krytycznych kątów przechyłu samolotu. Przy ręcznym sterowaniu stabilizacją boczną pilot z subiektywnych względów nie ma czasu na szybką reakcję na pojawienie się przechyłu początkowego. Ze względu na opóźnienie wejścia sterującego, a także pewną bezwładność układu, sterowanie ręczne nie może zagwarantować szybkiego i niezawodnego przywrócenia uszkodzonego balansu bocznego. Dodatkowo strumień gazu spływający z silnika odrzutowego, wychwytując sąsiednie masy powietrza, powoduje przepływ powietrza z górnej powierzchni skrzydła do dolnej, powodując wzrost ciśnienia na górze skrzydła i spadek poniżej. Zmniejsza to siłę nośną skrzydła, zmniejsza tłumienie i utrudnia stabilizację samolotu w przechyleniu. Dlatego w szczególności kontrola przechyłu wymagała dwukrotnie większej czułości niż kontrola pochylenia.
W związku z tym w 1953 r. K.V. Pelenberg opracował system stabilizacji bocznej dla swojego projektu myśliwca VTOL. Jego osobliwością było zastosowanie w samolocie dwóch rolkowych stabilizatorów żyroskopowych, które umieszczono na skrzydle (po jednym w każdej konsoli) w maksymalnej odległości od osi wzdłużnej maszyny. Do ich działania wykorzystano część energii strumienia gazu silnika turboodrzutowego. System został uruchomiony za pomocą żyroskopów, które są czujnikami ustabilizowanego położenia samolotu w przechyleniu i jednocześnie dystrybutorami kierunku przywracania sił reakcyjnych.
Podczas przechyłu samolotu stabilizatory żyroskopowe wytworzyły dwa równe momenty reaktywne przyłożone do wsporników i działające w kierunku przeciwnym do przechyłu.Wraz ze wzrostem przechyłu samolotu momenty przywracające rosły i osiągnęły maksymalną wartość po osiągnięciu maksymalnego dopuszczalnego kąta przechylenia w warunkach warunki bezpieczeństwa. System taki miał tę zaletę, że uruchamiał się automatycznie, bez udziału pilota i bez połączeń pośrednich, był pozbawiony bezwładności, miał dużą czułość i stałą gotowość do pracy, a także stwarzał warunki do tłumienia aerodynamicznego skrzydła.
Stabilizatory żyroskopowe uruchamiano podczas startu i lądowania jednocześnie z obrotem dysz głównych silnika turboodrzutowego i przeniesieniem silników na ciąg pionowy. Aby ustabilizować samolot we wszystkich trzech osiach, w tym momencie uruchomiono także system stabilizacji pochylenia. Aby włączyć stabilizatory przechyłu, pilot otworzył amortyzatory znajdujące się w części turbinowej silnika odrzutowego. Część strumienia gazu, która w tym miejscu miała prędkość około 450 m/s, wpadła do gazociągu, a stamtąd do żyrobloku, który skierował go w kierunku niezbędnym do uniesienia się walca. Po otwarciu klap automatycznie otwierały się klapy górna i dolna, zasłaniając wycięcia w skrzydle.
W przypadku, gdy skrzydło samolotu zajmowało położenie ściśle poziome względem osi podłużnej i poprzecznej, górne i dolne okna prawego i lewego żyrobloku były otwarte do połowy ich wielkości. Gaz przepływał z równą prędkością w górę i w dół, tworząc równe siły reakcji. Jednocześnie wypływ gazu z żyrobloku do góry uniemożliwił przepływ powietrza z górnej powierzchni skrzydła do dolnej, w wyniku czego podciśnienie nad skrzydłem malało przy zmianie wektora ciągu silnika.
Kiedy pojawiło się przechylenie, amortyzator stabilizatora żyroskopowo-gazowego na obniżonej konsoli skrzydłowej zmniejszał wydatek gazu w górę i zwiększał wydatek gazu w dół, a na podniesionej konsoli stało się odwrotnie. W rezultacie siła reakcji skierowana ku górze na opuszczoną konsolę wzrosła i powstał moment przywracający. Natomiast na wznoszącej się konsoli skrzydłowej siła reakcji działająca w dół wzrosła i powstał równy moment przywracający, działający w tym samym kierunku. Gdy przechylenie było bliskie maksymalnego bezpiecznego, amortyzatory żyrobloków otworzyły się całkowicie - na konsoli obniżonej, aby umożliwić przepływ gazu w dół, a na konsoli podniesionej, aby umożliwić przepływ gazu do góry, w wyniku czego powstały dwa równe momenty, tworząc moment całkowitego przywracania.
Główną częścią opracowanego stabilizatora był zespół żyroskopowy. Półoś przedniej osi była sztywno przymocowana do skrzyni zewnętrznej, a półoś tylna została sztywno przymocowana do zbiornika gazu. Półosie zapewniały żyroblokowi swobodny obrót względem osi, która przy montażu stabilizatora przechyłu w skrzydle musiała być ustawiona ściśle równolegle do osi wzdłużnej samolotu. W płaszczyźnie połączenia odbiornika gazu z hydroblokiem znajdowało się kształtowe okno, częściowo zamykane od dołu i od góry przepustnicą. W tej płaszczyźnie żyroblok i odbiornik zbliżyły się do siebie z minimalną szczeliną, zapewniającą swobodny obrót żyrobloku. Aby uniknąć niepotrzebnego wycieku gazu, płaszczyzna łączenia posiadała uszczelnienie labiryntowe.
W odbiorniku znajdował się mechanizm dystrybucji gazu. Jego rolą było kierowanie strumienia gazu z przewodu głównego do górnych lub dolnych komór żyrobloku, który następnie wypływał przez okna pomiędzy łopatkami tarcz żyrobloku. W zależności od kierunku obrotu bloku przepustnica zamykała albo górne, albo dolne okno, przenosząc gaz z magistrali do jednej z komór. Podczas pracy żyroskopu blok utrzymywał stale położenie poziome, a obrót tłumika i obejście gazu do komór następował w wyniku obrotu odbiornika gazu względem osi poprzecznej spowodowanego przechyleniem skrzydło. Im większy kąt przechylenia, tym bardziej otwiera się jedno okno żyrobloku, a drugie zamyka.
Żyroblok został zamontowany w sztywnej skrzynce, do której przymocowano za pomocą zawiasów dwie pary osłon, zakrywających wycięcia w skrzydle od góry i od dołu. W pozycji zamkniętej klapy przylegają ściśle do listew i pozostałej powierzchni skrzydła, nie zakłócając jego konturu. Były one również otwierane przez pilota jednocześnie z zaworem gazowym silnika odrzutowego.
Żyrostabilizatory zamontowano w konsolach skrzydłowych w taki sposób, aby płaszczyzny żyroskopów leżały w płaszczyźnie osi podłużnej i poprzecznej samolotu. Dla samolotów o stosunkowo małych rozmiarach, które mogą posiadać znaczne kąty oscylacji pochylenia, aby uniknąć zjawiska precesji żyroskopowej, planowano wprowadzenie połączenia równoległobocznego pomiędzy osiami poprzecznymi prawego i lewego żyrobloku w celu ich spajania.
Według obliczeń stabilizację boczną myśliwca startu pionowego o masie 8000 kg przy stosunku ciągu do masy samolotu równym jedności i mocy pobieranej z silnika turboodrzutowego na poziomie 3-4% mogłyby zapewnić stabilizatory żyroskopowe umieszczone w odległości 2,25 m od osi podłużnej.W tym przypadku wystarczające były: średnica 330 mm, wysokość – 220 mm, długość skrzynki zewnętrznej – 350 mm, szerokość skrzynki wewnętrznej – 420 mm, średnica gazociągu – 142 mm, odległość pomiędzy osiami blok i gazociąg - 295 mm. Takie instalacje skrzydeł mogą wytwarzać momenty prostujące o wartości 100 kgm każdy przy kącie przechyłu 10° i 220 kgm przy kącie przechyłu 25–30°.
Jednak ten projekt myśliwca do pionowego startu i lądowania nie miał się w tamtym czasie urzeczywistnić – znacznie wyprzedzał także ówczesne możliwości techniczne. A kręgi oficjalne były wobec niego bardzo sceptyczne. Ponieważ w ZSRR gospodarka planowa, która została podniesiona do poziomu absolutnego, najwyraźniej implikowała także planowane wynalazki, w biurach projektowych zawsze brakowało wolnego kapitału obrotowego na własne badania i rozwój na dużą skalę. Tym samym inicjatywny projekt krajowego samolotu pionowego startu i podróży pozostał w przyszłości na papierze.
Tymczasem w Wielkiej Brytanii poważniej potraktowano pomysł opracowania odrzutowego samolotu pionowego startu i jazdy (VTOL). W 1957 roku firma „Hauker Siddley” zaczęła aktywnie opracowywać taki samolot i chociaż nie miała również doświadczenia w tworzeniu maszyn tej klasy, już po trzech latach wzbił się w powietrze eksperymentalny myśliwiec R. 1127 „Kestrel”. A sześć lat później na jego bazie zbudowano eksperymentalny samolot szturmowy Harrier – prototyp pojazdów o tej samej nazwie, obecnie przyjętych na uzbrojenie nie tylko brytyjskich Królewskich Sił Powietrznych, ale także innych krajów świata.
W Związku Radzieckim być może tylko LII faktycznie badał możliwość stworzenia odrzutowego samolotu pionowego startu i lądowania. W 1958 roku grupa kierowana przez A.H. Rafaelianie opracowali i zbudowali eksperymentalne urządzenie zwane „Turboletem”.
Jego loty udowodniły zasadniczą możliwość stworzenia samolotu ze sterowaniem odrzutowym w trybach pionowego startu, zawisu i lądowania, a także podczas przejścia do lotu poziomego. Jednak pomysł stworzenia samolotu do pionowego startu i lądowania nie wpadł jeszcze do głowy oficjalnych władz, chociaż „portfolio” krajowych projektantów obejmowało projekt takiego samolotu i doświadczenie zgromadzone podczas testów „Turboletu”.
Dopiero koniec 1960 roku, kiedy latał już samolot R. 1127 Kestrel, a pojawiły się pierwsze szczegółowe publikacje na jego temat, wydawało się, że w kręgach oficjalnych „przebija się”. Komitet Centralny KPZR i Rada Ministrów ZSRR zastanowiły się poważnie i po raz kolejny postanowiły „dogonić i wyprzedzić gnijący Zachód”. W rezultacie, po prawie roku korespondencji pomiędzy wszystkimi zainteresowanymi organizacjami, prace nad projektem i budową samolotu pionowego startu i lądowania, na podstawie ich wspólnej uchwały z dnia 30 października 1961 r., powierzono OKB-115 przez głównego projektanta A.S. Jakowlewa. Rozwój elektrowni powierzono OKB-300, głównemu projektantowi S.K. Tumański. To prawda, że \u200b\u200bwarto zauważyć, że już w 1959 r. Zastępca Przewodniczącego Rady Ministrów ZSRR D.F. Ustinov, przewodniczący Państwowego Komitetu ds. Technologii Lotniczych P.V. Dementiewa i Naczelnego Dowódcy Sił Powietrznych SA K, A. Vershinin przygotował projekt uchwały, w którym planowano powierzyć stworzenie eksperymentalnego myśliwca z pionowym startem i lądowaniem Biuru Projektowemu Głównego Konstruktora G.M. Berneva.
Jesienią 1962 roku zakład montażowy opuścił pierwszy z trzech prototypów samolotu, nazwany Jak-Zb, przeznaczony do testów na stanowisku laboratoryjnym, a 9 stycznia 1963 roku pilot doświadczalny Yu.A. Garnaev wykonał pierwsze powieszenie na uwięzi na drugim egzemplarzu Jak-Z6, a 23 czerwca – bezpłatnie. Podczas testów Yu.A. Garnaeva zastąpił pilot testowy V.G. Mukhina, który 24 marca 1966 roku wykonał pierwszy pionowy lot startu i lądowania na trzeciej eksperymentalnej maszynie. Elektrownia Jak-Zb napędzana była dwoma silnikami turboodrzutowymi R-27-300 wyposażonymi w obrotowe dysze. Następnie doświadczenia budowy i testowania eksperymentalnego samolotu Jak-36 posłużyły jako podstawa do stworzenia bojowego samolotu VTOL Jak-38 (Jak-ZbM), który został wprowadzony do produkcji seryjnej i był używany przez lotnictwo Marynarki Wojennej.
Tymczasem 29 sierpnia 1964 roku (18 lat później!) Państwowy Komitet Wynalazków i Odkryć wydał K.V. Szulikowa (Pelenberga) certyfikat praw autorskich nr 166244 do wynalazku obrotowej dyszy silnika odrzutowego z pierwszeństwem z dnia 18 grudnia 1946 r. Jednakże ZSRR nie był wówczas członkiem międzynarodowej organizacji wynalazków i odkryć, dlatego też niniejszy projekt nie mogło zyskać światowego uznania, ponieważ prawo autorskie dotyczyło tylko terytorium ZSRR. Do tego czasu konstrukcja dyszy obrotowej znalazła praktyczne zastosowanie w inżynierii lotniczej, a pomysł pionowo startującego samolotu stał się powszechny w światowym lotnictwie. Przykładowo wspomniana angielska R.1127 Kestrel została wyposażona w silnik turboodrzutowy Pegasus z czterema obrotowymi dyszami.
W październiku 1968 r. P. O. Suchoj, w którego biurze projektowym pracował do tego czasu Konstantin Władimirowicz, wysłał petycję do S. K. Tumańskiego o wypłacenie autorowi wynagrodzenia, ponieważ kierowane przez niego przedsiębiorstwo opanowało seryjną produkcję silników odrzutowych z urządzeniem dyszowym wykonane według zaproponowanego K.V. Schemat Szulikowa. Jak zauważył w swoim przemówieniu Paweł Osipowicz, wynalazek ten pod względem technicznym był jednym z największych, jakie powstały w dziedzinie techniki lotniczej.
A 16 maja 1969 r. Apel P. O. Suchoja poparł A. A. Mikulin, który podkreślił, że wynalazek K.V. Szulikow został przez niego poddany recenzji już w 1947 r. i „uznany za nowe, ciekawe rozwiązanie techniczne, które daje w przyszłości realną perspektywę wykorzystania ciągu silnika do ułatwienia startu i lądowania samolotów”. Ponadto do tego czasu otrzymano pozytywne wnioski na temat projektu VTOL z 1946 r. od CIAM (nr 09-05 z 12 kwietnia 1963 r., podpisany przez V.V. Jakowlewskiego), TsAGI (nr 4508-49 z 16 stycznia 1966 r., sygn. G.S. Byushgens), rada techniczna OKB-424, a także decyzja BRIZ MAP (z dnia 22 lipca 1968 r.).
Wniosek o wypłatę wynagrodzenia za wynalezienie dyszy obrotowej został rozpatrzony na posiedzeniu rady technicznej OKB-300, które odbyło się 10 października 1969 roku. W trakcie dyskusji zwrócono uwagę, że zaproponowany przez K.V. Schemat dysz obrotowych Shulikova został po raz pierwszy wprowadzony w ZSRR w silniku R-27-300 (edycja 27), to znaczy jego zastosowanie umożliwiło stworzenie pierwszego krajowego projektu tej klasy. Ponadto schemat ten był również trzykrotnie rozwijany poprzez rozwój silnika P-27B-300 (wyd. 49). Na potwierdzenie tego Radzie Technicznej 0KB-ZO0 przedstawiono akt o wdrożeniu wynalazku na podstawie świadectwa autorskiego nr 166244, sporządzony przez kierownika OKB M.I. Markov i odpowiedzialny przedstawiciel BRIZ OKB I.I. Motin, Ustawa to odnotowała
Ponieważ silniki stworzone według tego schematu były nowym obiecującym kierunkiem rozwoju technologii, opłatę licencyjną ustalono na 5000 rubli. Tym samym rada techniczna OKB-300 uznała, że praca K.V. Shulikova stała się podstawą do stworzenia pierwszego krajowego samolotu z pionowym startem i lądowaniem.
Biorąc to pod uwagę, rada naukowo-techniczna Dyrekcji Technicznej MAP, pod przewodnictwem IT. Zagainova w październiku 1969 r. uznała to za uzasadnione

„uznają priorytet w rozwoju technicznym projektu pierwszego pionowo startującego statku powietrznego zgodnie z technologią lotnictwa krajowego”.

Opierając się na ogromnym znaczeniu technicznym i perspektywach, jakie miał ten wynalazek, które przewidywały na wiele lat pojawienie się lotnictwa pionowego startu i lądowania i wynikający z tego prymat lotnictwa krajowego w rozwoju tej dziedziny techniki, badania naukowe i rada techniczna oceniła je jako udoskonalenie techniczne bliskie znaczeniu dla odkrycia technicznego i zaleciła autorowi wypłatę należnego wynagrodzenia.
Oto krótka historia pierwszego na świecie projektu samolotu pionowego startu. I chociaż jest to pomysł wybitnego inżyniera i projektanta K.V., pasjonata koncepcji technicznej. Shulikov w Związku Radzieckim nie był ucieleśniony w metalu, co nie umniejsza praw autora oraz krajowej nauki i technologii lotniczej do pierwszeństwa w tworzeniu lotnictwa pionowego startu.
W przygotowaniu publikacji wykorzystano materiały dokumentacyjne udostępnione przez K.V. Shulikov z jego osobistego archiwum, a także dokumenty z Rosyjskiego Państwowego Archiwum Ekonomicznego.
Życiorys
SHULIKOV (PELENBERG) Konstantin Władimirowicz
Konstantin Władimirowicz Szulikow (Pelenberg) urodził się 2 grudnia 1911 r. w mieście Psków w rodzinie wojskowego. W 1939 roku ukończył z wyróżnieniem wydział inżynierii lotniczej Moskiewskiego Instytutu Lotniczego z tytułem inżyniera mechanika. Jego praktyczna działalność w przemyśle lotniczym K.V. Shulikov rozpoczął pracę w 1937 roku, łącząc pracę ze studiami w instytucie. Jako pracownik Biura Projektowego Głównego Projektanta N.N. Polikarpowa przeszedł drogę od inżyniera-konstruktora do szefa sektora skrzydłowego KB-1. Brał udział w projektowaniu i budowie myśliwców I-153 Chaika i I-180.
Od grudnia 1939 do 1951 K.V. Shulikov pracował w biurze projektowym głównego projektanta A.I. Mikojana, gdzie brał czynny udział w rozwoju i budowie myśliwców MiG-1, MiG-3, I-250, I-270, MiG-9, MiG-15, MiG-17, eksperymentalnego MiG-8 „Kaczka ” i inne samoloty. Wiosną 1941 roku został wysłany w ramach brygady Zakładu nr 1 im. Aviakhim jest do dyspozycji Sił Powietrznych Zachodniego Specjalnego i Bałtyckiego Specjalnego Okręgu Wojskowego w celu wspomagania personelu technicznego jednostek bojowych w opanowaniu myśliwców MiG-1 i MiG-3. Do zadań zespołu należało także usuwanie usterek stwierdzonych w trakcie eksploatacji oraz doskonalenie sprzętu zgodnie z biuletynami producenta. Podczas Wielkiej Wojny Ojczyźnianej Konstantin Władimirowicz brał udział w odbudowie myśliwców MiG-3, które służyły w pułkach lotniczych Sił Powietrznych Frontu Zachodniego i 6. Obrony Powietrznej IAK w Moskwie. W 1943 roku opracował technologię wytwarzania zbiorników na paliwo miękkie.
Równolegle z pracą w OKB-155, w latach 1943–1951, K. V. Shulikov dużo uczył w niepełnym wymiarze godzin w Moskiewskim Instytucie Lotnictwa, gdzie był członkiem wydziału projektowania samolotów. Wygłosił około 600 godzin wykładów z zakresu projektowania samolotów dla studentów V roku studiów, był także promotorem prac dyplomowych, recenzentem oraz brał udział w opracowywaniu pomocy dydaktycznych dla studentów i absolwentów.
W 1951 r. zgodnie z rozkazem MAP Konstantin Władimirowicz został przeniesiony do pracy w Aviastroyspetstrust nr 5, a w 1955 r. - do dyspozycji OKB-424 zakładu nr 81 MAP. W 1959 roku przeszedł do Biura Projektowego Generalnego Projektanta S.A. Ławoczkina, gdzie kierował rozwojem i organizacją automatycznego punktu naprowadzania dla systemu rakietowego Dal na poligonie Saryszagan w rejonie jeziora Bałchasz. Od 1968 r. K.V. Shulikov kontynuował karierę w Biurze Projektowym Generalnego Projektanta P.O. Suchoj. Był aktywnym uczestnikiem rozwoju i budowy naddźwiękowego samolotu przenoszącego rakiety T-4.
W latach 1976–2003 Konstantin Władimirowicz pracował w Stowarzyszeniu Badań i Produkcji Molniya, na którego czele stał G. E. Lozino-Lozinsky. Brał udział w projektowaniu i tworzeniu statku kosmicznego wielokrotnego użytku „Buran”, jego próbek analogowych i eksperymentalnych. Wiele z zaproponowanych przez niego rozwiązań technicznych zostało przyjętych do rozwoju i produkcji.
K.V. Shulikov jest właścicielem szeregu prac naukowych i ponad 30 wynalazków w dziedzinie lotnictwa i astronautyki. Przy jego udziale (wspólne TsAGI, TsNII-30 MO, NII-2 MAP) prowadzono prace badawcze nad „Badaniami kompleksu lotniczego do wystrzeliwania rakiet z powietrza”, w tym „Badanie wyglądu samolotu wspomagającego rakiety produkt „100” V.N. Chelomeya oparta na naddźwiękowym samolocie T-4.” Opracował projekt samolotu pionowego startu i lądowania, projekty różnych systemów w zakresie stabilizacji i sterowności statku powietrznego, projekt platformy stabilizacyjnej dla wysokościowej stacji astronomicznej Akademii Nauk ZSRR do podnoszenia duży teleskop o wadze 7,5 tony do stratosfery, projekt nadmuchiwanej drabiny dla kosmonautów do pracy w przestrzeni kosmicznej i nie tylko.
Ładoga-9 UV
W ostatnim czasie opracował projekty dwusilnikowych wielozadaniowych samolotów-amfibii „Ładoga-bA” z 6 miejscami i „Ładoga-9I” z 9-11 miejscami. W 1997 roku projekt amfibii Ładoga-bA został nagrodzony Złotym Medalem na światowej wystawie Bruksela-Eureka-97.

Aby kontrolować wektor ciągu w silniku rakietowym na paliwo stałe, niepraktyczne jest montowanie całego silnika w zawieszeniu (z możliwym wyjątkiem silników z noniuszem), dlatego projektanci mają do dyspozycji

Ryż. 117. Trymery do dysz
Pozostają następujące rozwiązania: zamontowanie w dyszy mechanicznych powierzchni sterujących odchylających strumień gazu, obrót dyszy lub jej części, wtrysk wtórny i zastosowanie dodatkowych dysz sterujących (podobnie jak to się robi w rakiecie na paliwo ciekłe silnik).
Mechaniczne powierzchnie sterujące obejmują, oprócz sterów gazowych i deflektorów omówionych powyżej, przesuwne i obrotowe klapki wyważające pokazane na ryc. 117. Wpływ powierzchni odchylających na strumień gazu można w przybliżeniu obliczyć, korzystając z teorii przepływu naddźwiękowego wokół płata, ale w celu uzyskania dokładnych wartości siły sterującej (składowej siły ciągu prostopadłej do osi silnika) w zależności od wielkości ugięcia, konieczne są pomiary. W pracy podano, że dysze z taką regulacją strumienia gazu pozwalają na uzyskanie z dobrą powtarzalnością maksymalnych sił poprzecznych docierających do składowej osiowej ciągu. Pomimo tego, że sterowanie wektorem ciągu za pomocą ruchomych powierzchni mechanicznych prowadzi do strat ciągu na skutek dodatkowych oporów i wymaga żmudnych prac rozwojowych i technologicznych mających na celu zapewnienie ich wytrzymałości i integralności w warunkach wysokich ciśnień dynamicznych, temperatur i przepływów ciepła, to są one były z powodzeniem stosowane w rakietach takich jak Polaris i Bomark.
Dysze obrotowe zapewniają najskuteczniejszą mechaniczną kontrolę strumienia gazu, gdyż nie powodują istotnego zmniejszenia ciągu i są konkurencyjne pod względem charakterystyki masowej. Przykładem zastosowania takiego rozwiązania technicznego jest zespół czterech dysz obrotowych z przegubem Cardana i przegubem kulowym zastosowany w pierwszym stopniu rakiety Minuteman.

System umożliwił sterowanie wektorem ciągu w płaszczyznach odchylenia, pochylenia i przechylenia bez zauważalnych strat ciągu, a kąt odchylenia strugi gazu zależał liniowo od obrotu bloku dyszy.
Dalsze doskonalenie metod sterowania wektorem ciągu wiąże się z nowocześniejszymi schematami, które eliminują użycie przegubu Cardana i ruchomych gorących metalowych części znajdujących się w dyszy silnika rakietowego na paliwo stałe. Do takich schematów zaliczają się: a) układ zawieszenia dysz typu „techrol” opracowany dla silników na paliwo stałe holowników międzyorbitalnych (patrz rys. 148 w rozdziale 11); b) układ sterowania wektorem ciągu zastosowany w silniku modułu akceleratora z dyszą na zawieszeniu przegubowym (patrz rys. 150 w rozdziale 11); c) schemat mocowania dyszy na elastycznym wsporniku stosowanym w akceleratorze na paliwo stałe VKS wahadłowca kosmicznego. Przyjrzyjmy się ostatniemu schematowi bardziej szczegółowo.
Na ryc. 118 przedstawia zespół rufowy TTU i pokazuje rozmieszczenie zespołów układu sterowania wektorem ciągu, a na ryc. 119 przedstawia konstrukcję elastycznego zespołu złącza dyszy. Zespół łączący stanowi płaszcz wykonany z elastycznego materiału elastycznego z 10 stalowymi uszczelkami pierścieniowymi o przekroju łukowym. Pierwszy i ostatni pierścień wzmacniający są przymocowane do nieruchomej części dyszy, która jest połączona z obudową silnika. Siłowniki dysz obrotowych zasilane są z pomocniczego zespołu napędowego. Składa się z dwóch oddzielnych zespołów pomp hydraulicznych, które przekazują energię hydrauliczną do serwocylindrów roboczych, jeden zapewnia obrót dyszy w płaszczyźnie ślizgowej, a drugi w bocznej płaszczyźnie obrotu (ryc. 120). W przypadku awarii jednego z zespołów zwiększana jest moc hydrauliczna drugiego, który reguluje wychylenie dyszy w obu kierunkach. Od momentu oddzielenia przyspieszacza aż do jego wejścia do wody, siłowniki utrzymują dyszę w położeniu neutralnym. Serwocylindry są skierowane na zewnątrz pod kątem 45° do osi pochylenia i odchylenia samolotu. Należy zwrócić uwagę, że pomocniczy zespół napędowy napędzający napędy układu sterowania wektorem ciągu w rozpatrywanym silniku na paliwo stałe zasilany jest paliwem ciekłym jednoskładnikowym – hydrazyną, które ulega katalitycznemu rozkładowi w generatorze gazu na katalizatorze w postaci granulatu aluminium pokryty irydem.
10.3.1. WTRYSK WTÓRNY
Pod koniec lat czterdziestych XX wieku zaproponowano metodę wtryskiwania pomocniczej substancji roboczej do dyszy na paliwo stałe w celu kontrolowania wektora ciągu. i zaczęto stosować w samolotach seryjnych

urządzeń z początku lat 60. Do substancji stosowanych w tym celu zaliczają się ciecze obojętne, takie jak woda i freon-113, a także ciecze oddziałujące z wodorem w produktach spalania i paliwach dwuskładnikowych (np. hydrazyna
Ryż. 121 ilustruje mechanizm oddziaływania wtrysku na pole przepływu w dyszy. Oprócz tego, że wtryskiwana ciecz zastępuje część spalin, wtrysk prowadzi do powstania układu fal uderzeniowych (wstrząs separacyjny i szok łukowy indukowany). Składowa poprzeczna siły reakcji powstaje w wyniku dwóch efektów: po pierwsze, przepływu pędu substancji wtryskiwanej przez
Ryż. 118. (patrz skan) Dolny zespół akceleratora na paliwo stałe VKS wahadłowca kosmicznego - kabel zasilający (12 szt.); 2 - rama nośna; 3 - układ sterowania wektorem ciągu (2 szt.); 4 - gargata; 5 - przedni blok dysz; 6 - ładunek paliwa stałego; 7 - rama dokująca; 8 - jednostka sprzętu telemetrycznego; 9 - pierścienie bandażowe; 10 - silniki układu separacji TTU (4 bloki); osłona termiczna.

(kliknij, aby zobaczyć skan)

Ryż. 121. Mechanizm wtrysku wtórnego. 1 - warstwa graniczna; 2 - skok separacyjny; 3 - wydzielona granica przepływu; 4 - otwór wtryskowy; 5 - fala uderzeniowa głowy; 6 - granica strefy iniekcji.
otworu, prowadzi do pojawienia się bocznej siły reakcji, po drugie, powstaje dodatkowa siła boczna na skutek zmiany rozkładu ciśnienia na ściance dyszy. Drugi efekt zwiększa składnik uboczny w porównaniu do przypadku, gdy ciecz jest wtryskiwana bezpośrednio do otaczającej atmosfery, a nie do niej. Na przykład podczas wdmuchiwania do dyszy zaobserwowano 2-3-krotny wzrost siły bocznej. Skuteczność takiego układu sterowania wektorem ciągu w płaszczyznach odchylenia i pochylenia silnika rakietowego na paliwo stałe z jedną dyszą centralną zależy od umiejscowienia króćca wlotowego i natężenia przepływu wtryskiwanej substancji. Wielkość składowej bocznej podczas wtryskiwania gazu do dyszy lub wtryskiwania nieparującej cieczy można obliczyć w inny sposób (inny niż opisany w rozdziale 10.2), przybliżając kształt powierzchni granicznej pomiędzy wtryskiwaną substancją a główny przepływ półcylindrem o półkulistej podstawie.
Od strony głównego strumienia na tę powierzchnię działa siła ciśnienia, równoległa do ściany i proporcjonalna do promienia cylindra, czyli średniego ciśnienia statycznego w rdzeniu strumienia. Pomijając parowanie, mieszanie i siły lepkości na powierzchni granicznej, zapisujemy warunek równowagi pomiędzy przepływem pędu wtryskiwanej cieczy, równolegle do ścianki, a siłą nacisku:
gdzie natężenie przepływu (uważane za równe asymptotycznemu natężeniu przepływu cieczy równolegle do ściany), asymptotyczne

prędkość wstrzykiwanej substancji. Jeśli przyjąć, że to, co uzyskuje się w wyniku izentropowego rozprężania cieczy od ciśnienia zastoju do ciśnienia, to jest to znany parametr, który zależy jedynie od właściwości termodynamicznych wtryskiwanej substancji. Stąd,
Siła prostopadła do ściany składa się z trzech składowych: 1) prędkości normalnej na wyjściu otworu wlotowego), 2) różnicy sił ciśnienia na wylocie otworu w obecności i braku wtrysku oraz 3) różnicy pomiędzy całką na wewnętrznej powierzchni dyszy od ciśnienia na ściankę z wtryskiem i bez wtrysku. Przy wystarczająco małych kątach dysz wyrażenie na siłę boczną ma postać
gdzie avyh jest półkątem dzwonu wylotowego dyszy, bezwymiarowym współczynnikiem zależnym od właściwości geometrycznych dyszy, położenia wlotu i stosunku pojemności cieplnych właściwych substancji w strumieniu spalin. Obliczenia przy użyciu tego wzoru dobrze zgadzają się z danymi eksperymentalnymi.
Jeśli wymagana jest kontrola wektora ciągu w płaszczyźnie walcowania, można zastosować dwie dysze lub zainstalować parę cienkich podłużnych żeber oddzielających w gnieździe wylotowym i wtryskiwać ciecz przez odpowiednie otwory. Z ryc. 122 widać, że otwory zapewniają kontrolę pochylenia, otwory dla odchylenia oraz wtrysku lub przechyłu złącza. W tunelu aerodynamicznym z wodą jako cieczą wtryskiwaną przeprowadzono parametryczne badania rozkładu ciśnienia w takiej dyszy i jego zmian w zależności od stosunku natężenia przepływu wtórnego i głównego oraz optymalnego położenia otworów wlotowych dla wtórnego ustalono zastrzyk. Wyniki te posłużyły następnie do opracowania specjalnego urządzenia, w którym spalono niewielki ładunek monopropelanta na bazie PCA, a do dyszy wstrzyknięto freon-113 (ryc. 123). Silnik został osadzony w dwóch precyzyjnych łożyskach, dzięki czemu może poruszać się swobodnie (bez tarcia) w płaszczyźnie walców. Moment obrotowy mierzono za pomocą dwóch belek przyspawanych prostopadle do złącza adaptera przymocowanego do przedniego spodu silnika rakietowego na paliwo stałe. Belki osadzono na sztywno w stojaku i poddano zginaniu pod wpływem momentu obrotowego. Mostek pomiarowy z tensometrami,

Ryż. 122. Schemat ideowy centralnej dyszy silnika rakietowego na paliwo stałe, zapewniającej sterowanie w trzech osiach.
umieszczony na belkach dawał sygnał zmieniający się proporcjonalnie do chwili.
Wyniki zaprezentowane na ryc. 124 pokazują, że położenie otworów wlotowych wtryskiwanej substancji ma niewielki wpływ na moment obrotowy, dając odchyłki jedynie 10-15% (nie jest to zaskakujące, gdyż położenie otworów zostało wybrane na podstawie badań z zimną cieczą roboczą ) i zmniejszenie impulsu właściwego z powodu
Ryż. 123. Schemat montażu ławki.

Ryż. 124. (patrz skan) Dane eksperymentalne dotyczące zależności stosunku momentu obrotowego do ciągu (a) i impulsu właściwego oraz dodatkowej składowej osiowej ciągu (b) od wtryskiwanego natężenia przepływu.
instalując w dyszy podłużne żebra, jest to kompensowane wtryskiem cieczy, a wraz ze wzrostem przepływu cieczy wzrasta impuls właściwy.

W slalomie rolki są identyczne, czyli też są wysokie, ale po podsterowności nie ma śladu! Przy tej samej prędkości, z jaką „niesystematyczna” wersja z całej siły przesuwała przód, Outlander Sport po prostu skręca i jedzie dalej. Kontrast jest szczególnie uderzający na łuku o malejącym promieniu, gdzie zachowanie samochodu wydawało się zupełnie nierealne. O ile zwykła wersja z trudem ukończyła to ćwiczenie przy prędkości 30 km/h, to nowa modyfikacja, posiadająca S-AWC, bez problemu wykonała je przy prędkości 40 km/h.

Samochód zachowuje się znacznie pewniej zarówno na torze (wślizg zaczyna się później), jak i podczas „przestawiania”, które można wykonać także przy większej prędkości i w przeciwieństwie do zwykłej wersji, prawie bez driftu. Krótko mówiąc, zachowania Outlandera Sport w ekstremalnych trybach nie można nazwać inaczej niż cudownym – crossover zdaje się ignorować prawa fizyki. Zobaczmy teraz, czy różnica będzie zauważalna podczas jazdy po drogach publicznych.

Prawie sportowiec

Na początek przypomnijmy sobie wrażenia z jazdy zwykłym Outlanderem, bez przedrostka Sport w nazwie, czyli bez S-AWC. Crossover idealnie trzyma się na prostej, ignoruje nierówności i koleiny, jednak przy szybkim wchodzeniu w zakręty kierowca ma poczucie niepewności ze względu na duże przechyły i brak siły reakcji na kierownicy. Ale jeśli jedziesz spokojnie, wszystko wraca do normy. Płynność jazdy jest znakomita, chociaż podwozie nie radzi sobie już ze szczerze połamanym asfaltem. Jednak w okolicach Petersburga, gdzie odbył się test, drogi w niektórych miejscach są tak złe, że czas raczej jechać czołgiem niż samochodem. Wśród niedociągnięć zauważam wyraźne pogorszenie płynności jazdy na tylnej kanapie w porównaniu z przednimi siedzeniami. Ponadto pasażerowie drugiego rzędu prawie nie słyszą pasażerów siedzących z przodu ze względu na silny hałas opon.

Warto dodać, że samochód ten został wyprodukowany w 2013 roku. A w 2014 roku crossover otrzymał bardzo znaczące ulepszenia. Mam więc okazję nie tylko przekonać się, jak jeździ modyfikacja Outlandera Sport, ale także ocenić w praktyce inne innowacje. Przede wszystkim zwracam uwagę na bardziej zmontowane zawieszenie, które zaczęło nieco bardziej szczegółowo odwzorowywać mikroprofil asfaltu. Jednak zmodernizowane podwozie lepiej wytrzymuje poważne uderzenia i jest bardziej odporne na toczenie się w normalnych warunkach jazdy. Od 2014 roku wszystkie modyfikacje Outlandera otrzymały to zawieszenie.

Ale ciaśniejsza kierownica to wyłączna zaleta wersji Outlander Sport. A odczucia związane z samochodem stały się zupełnie inne: wydaje mi się, że napiął mięśnie i nie czuję się już niepewnie podczas szybkiego pokonywania zakrętów. Co więcej, zachowanie crossovera ma sportowe nuty! Ten samochód podoba mi się znacznie bardziej.

Ponadto znacznie poprawiono komfort pasażerów z tyłu, przede wszystkim akustyczny. Wszystkie modyfikacje Outlandera 2014 otrzymały dodatkową izolację akustyczną, co jest zauważalne gołym uchem - teraz mogę spokojnie rozmawiać z kierowcą, siedząc na tylnym siedzeniu. A sztywniejsze zawieszenie, o dziwo, okazało się mniej drżące. Tak, tak, dzieje się tak, gdy obudowa jest poprawnie skonfigurowana.

Jeśli chodzi o S-AWC, to podczas normalnej jazdy w ogóle nie odczuwa się jego działania. Tego można było się spodziewać. System wykonuje swoją pracę niezauważenie, za co należy mu się cześć i pochwała. Krótko mówiąc, Mitsubishi Outlander z roku na rok jest coraz lepszy. W 2015 roku crossover przejdzie globalną aktualizację. Czekamy więc na nowe spotkanie.

Charakterystyka techniczna Mitsubishi Outlander Sport 3.0