Як працює система управління вектором тяги Управління вектором тяги Що означає керований вектор тяги

06.07.2023

Керований вектор тяги

Управління вектором тяги (УВТ)реактивного двигуна - відхилення реактивного струменя двигуна від напрямку, що відповідає крейсерському режиму.

В даний час управління вектором тяги забезпечується в основному за рахунок повороту всього сопла або його частини.

Рис.1: Схеми сопел з механічним УВТ: а) - з відхиленням потоку у дозвуковій частині; б) - з відхиленням потоку в надзвуковій частині; в) – комбіноване.

Для схеми з відхиленням потоку в дозвуковій частині характерний збіг кута механічного відхилення з газодинамічних. Для схеми з відхиленням лише надзвукової частини газодинамічний кут відрізняється від механічного.

Рис.2: Схема сопла з ГУВТ із використанням атмосферного повітря на режимі осьового закінчення: 1-силовий потік; 2-жектируемый керуючий потік атмосфери; 3-кільцева обичайка закріплена на роздільних ребрах; 4-роздільні ребра.

Рис.3: Схема сопла з ГУВТ на режимі максимального відхилення вектора тяги: 1-закритий сектор; 2-відкритий сектор; 3-область зниженого тиску.

Газодинамічний сопло використовує "струминну" техніку для зміни ефективної площі сопла та відхилення вектора тяги, при цьому механічно сопло не регулюється. У цьому соплі відсутні гарячі високонавантажені рухомі деталі, воно добре компонується з конструкцією ЛА, що зменшує масу останнього.

Зовнішні контури нерухомого сопла можуть плавно вписуватися в обвод літака, покращуючи характеристики малої помітності. У цьому соплі повітря від компресора може направлятися в інжектори в критичному перерізі і в частині, що розширюється, для зміни відповідно критичного перерізу і управління вектором тяги.

Посилання

РД-133 - на airwar.ru

Література

Безвербий В.К., Зернов В.М., Перелигін Б.П.Вибір проектних параметрів літальних апаратів. - М: МАІ., 1984.
№36 // Експрес-інформація. Серія: авіаційне двигунобудування .. - М: ЦИАМ., 2000 р.
Краснов Н.Ф. Аеродинаміка. 2// Аеродинаміка. Методи аеродинамічного розрахунку .. - М: ВШ, 1980.
Швець О.І.Аеродинаміка несучих форм.. - Київ.: ВШ, 1985р.
Залманзон Л.А.Теорія елементів пневмоніки. - М.: Наука, 1969 р. - С. 508.
2 // Досвід створення газодинамічного пристрою управління вектором тяги. Тези доповідей.. – Самара: «Міжнародна науково-технічна конференція, присвячена пам'яті Генерального конструктора аерокосмічної техніки академіка Н.Д. Кузнєцова», 2001 р. – С. 205-206.

Або його частини.

Енциклопедичний YouTube

1 / 5
Перші досліди, пов'язані з практичною реалізацією змінного вектора тяги на літаках, відносяться до 1957 року і проводилися у Великобританії в рамках програми зі створення бойового літака з вертикальним злітом і посадкою. Прототип під позначенням Р.1127 був оснащений двома соплами, що повертаються на 90°, розташованими з боків літака на лінії центру тяжіння, які забезпечували рух у вертикальному, перехідному і горизонтальному режимах польоту. Перший політ Р.1127 відбувся в 1960-году, а в 1967 на його базі був створений перший серійний СВВП «Харрієр».
Істотним кроком уперед у розробці двигунів із змінним вектором тяги в рамках програм СВВП стало створення в 1987 р. радянського надзвукового СВВП Як-41. Принциповою відмінністю цього літака стала наявність трьох двигунів: двох підйомних і одного підйомно-маршового з поворотним соплом, розташованим між хвостовими балками. Трисекційна конструкція сопла підйомно-маршового двигуна уможливлювала поворот вниз від горизонтального положення на 95°. \
Розширення маневрених характеристик
Ще в ході робіт над Р.1127 випробувачами було помічено, що використання вектора тяги, що відхиляється, в польоті дещо полегшує маневрування літака. Однак через недостатній рівень розвитку технології та пріоритетності програм СВВП серйозні роботи в галузі підвищення маневреності за рахунок ОВТ не велися до кінця 1980-х років.
У 1988 році на базі винищувача F-15 B був створений експериментальний літак з двигунами з плоскими соплами та відхиленням вектора тяги у вертикальній площині. Результати випробувальних польотів показали високу ефективність ОВТ для підвищення керованості літака на середніх і великих кутах атаки.
Приблизно в той же час в Радянському Союзі був розроблений двигун з осесиметричним відхиленням сопла кругового перерізу, роботи над яким велися паралельно з роботами над плоским соплом з відхиленням у вертикальній площині. Оскільки установка плоского сопла на реактивний двигун пов'язана з втратою 10-15% тяги, перевага була віддана круглому соплу з осесиметричним відхиленням, і в 1989 відбувся перший політ винищувача Су-27 з експериментальним двигуном.

Принцип дії

Для схеми з відхиленням потоку в дозвуковій частині характерний збіг кута механічного відхилення з газодинамічних. Для схеми з відхиленням лише надзвукової частини газодинамічний кут відрізняється від механічного.
Конструкція схеми сопла, представлена на Мал. 1аповинна мати додатковий вузол, що забезпечує відхилення сопла цілком. Схема сопла з відхиленням потоку тільки в надзвуковій частині Мал. 1бфактично немає ніяких спеціальних елементів задля забезпечення відхилення вектора тяги. Відмінності в роботі цих двох схем виражаються в тому, що для забезпечення одного і того ж ефективного кута відхилення вектора тяги схема з відхиленням надзвукової частини вимагає великих керуючих моментів.
Представлені схеми також вимагають вирішення проблем забезпечення прийнятних масо-габаритних характеристик, надійності, ресурсу та швидкодії.
Є дві схеми управління вектором тяги:
- з керуванням в одній площині;
- з керуванням у всіх площинах (з всеракурсним відхиленням).
Газодинамічний керування вектором тяги (ГУВТ)

Високу ефективність управління вектором тяги можна досягти за допомогою газодинамічного управління вектором тяги (ГУВТ) за рахунок асиметричної подачі керуючого повітря в тракт сопла.

Газодинамічний сопло використовує «струменеву» техніку для зміни ефективної площі сопла та відхилення вектора тяги, при цьому механічно сопло не регулюється. У цьому соплі відсутні гарячі високонавантажені рухомі деталі, воно добре компонується з конструкцією ЛА, що зменшує масу останнього.
Зовнішні контури нерухомого сопла можуть плавно вписуватися в обводи літака, покращуючи характеристики конструктивної, малої помітності. У цьому соплі повітря від компресора може направлятися в інжектори в критичному перерізі і в частині, що розширюється, для зміни відповідно критичного перерізу і управління вектором тяги.

Освіта управляючих сил забезпечується наступним порядком операцій.
1. На першій фазі роботи сопла (Рис. 5)збільшують кут відхилення стулок частини сопла, що розширюється, - кут α установки вихідних стулок розширюваної частини 3 сопла.
2. На другій фазі (Рис. 6), на режимі утворення зусиль, що управляють, на частині поверхні сопла відкривають заслінки 8 для надходження атмосферного повітря на частині бічної поверхні частини сопла, що розширюється. 3 . на рис.6показаний вигляд Ата напрями втікання атмосферного повітря через відкриті отвори із заслінками на частині бічної поверхні. Перемикання заслінок 8 на протилежній половині бічної частини сопла, що розширюється, призводить до відхилення струменя і вектора тяги двигуна на кут β у протилежному напрямку.
Для створення керуючих зусиль у двигуні із надзвуковим соплом можна дещо змінити надзвукову частину вже існуючого сопла. Ця відносно нескладна модернізація потребує мінімальної зміни основних деталей та вузлів вихідного, штатного сопла.
При проектуванні більша частина (до 70%) вузлів і деталей модуля сопла можуть не змінюватися: фланець кріплення до корпусу двигуна, основний корпус, основні гідроприводи з вузлами кріплення, важелями та кронштейнами, а також стулки критичного перерізу. Змінюються конструкції надстворок і проставок частини сопла, що розширюється, довжина яких збільшується, і в яких були виконані отвори з поворотними заслінками і гідроприводами. Крім цього змінюється конструкція зовнішніх стулок, а пневмоциліндри для них замінюються гідроциліндрами з робочим тиском до 10 МПа (100 кг/см 2 ).

Вектор тяги, що відхиляється.

Вектор тяги, що відхиляється. (ОВТ) - функція сопла, що змінює напрямок закінчення реактивного струменя. Призначена для покращення тактико-технічних характеристик літака. Регульоване реактивне сопло з вектором тяги, що відхиляється - пристрій зі змінними, в залежності від режимів роботи двигуна, розмірами критичного і вихідного перерізів, в каналі якого відбувається прискорення потоку газу з метою створення реактивної тяги і можливістю відхилення вектора тяги у всіх напрямках.

Застосування на сучасних літаках

В даний час система відхилення вектора тяги розглядається як один із обов'язкових елементів сучасного бойового літака у зв'язку зі значним покращенням льотних та бойових якостей, зумовленим її застосуванням. Також активно вивчаються питання модернізації наявного парку бойових літаків, які не мають ОВТ шляхом заміни двигунів або установки блоків ОВТ на штатні двигуни. Другий варіант був розроблений одним із провідних російських виробників ТРД - компанією «Климов», яка також випускає єдине у світі серійне сопло з всеракурсним відхиленням вектора тяги для встановлення на двигуни РД-33 (родина винищувачів МіГ-29) та АЛ-31Ф (винищувачі марки Су).
Бойові літаки з керованим вектором тяги:
C осесиметричним відхиленням вектора тяги
- Су-27СМ2 (двигун АЛ-31Ф-М1, Виріб 117С)
- Су-30 (двигун АЛ-31ФП)
- ПАК-ФА (прототип)
- F-15 S (експериментальний)
З відхиленням вектора тяги в плоскій соплі
Сьогодні літаки з вертикальним зльотом і посадкою вже не є дивиною. Роботи в цьому напрямку в основній розгорнулися в середині 50-х років і йшли по різних напрямках. У ході дослідно-конструкторських робіт були розроблені літаки з поворотом установками та ряд інших. Але серед усіх розробок, що забезпечили вертикальний зліт та посадку, лише одна отримала гідний розвиток – система зміни вектора тяги за допомогою поворотних сопел реактивного двигуна. При цьому двигун залишався нерухомим, винищувачі «Харрієр» і Як-38, оснащені подібними силовими установками, довели до виробництва.

Однак ідея використання поворотних сопел для забезпечення вертикального зльоту і посадки йде своїм корінням в середину 40-х років, коли в стінах ОКБ-155, очолюваного головним конструктором А.І. Мікояном, в ініціативному порядку було розроблено проект подібного літака. Його автором став Костянтин Володимирович Пеленберг (Шуликов), який працював в ОКБ від дня його заснування.
Слід зазначити, що у 1943 р. К.Е. Пеленберг також в ініціативному порядку розробив проект винищувача із укороченим зльотом та посадкою. Ідею створення подібної машини було викликано бажанням конструктора скоротити дистанцію зльоту з метою забезпечення бойової роботи з фронтових аеродромів, пошкоджених німецькою авіацією.
На рубежі 30-х - 40-х років багато авіаконструкторів приділяли увагу проблемі скорочення злітно-посадкової дистанції літака. Однак у своїх проектах вони намагалися вирішити її шляхом збільшення підйомної сили крила, застосовуючи різні технічні нововведення. У результаті з'явилися найрізноманітніші конструкції, частина з яких дійшла до досвідчених екземплярів. Були побудовані і проходили випробування біплани з нижнім крилом, що забирається в польоті (винищувачі ІС конструкції В.В. Нікітіна і В. В. Шевченка) і моноплани з крилом, що розсувається в польоті (літаки РК конструкції Г. І. Бакшаєва). Крім того, на випробування надходила найрізноманітніша механізація крила - передкрилки, що висуваються і махають, різного роду закрилки, розрізні крила і багато іншого. Однак суттєво скоротити дистанцію розбігу та пробігу ці нововведення не могли.
У своєму проекті К. В. Пеленберг основну увагу сконцентрував не на крилі, а на силовій установці. У період 1942-1943 р.р. він розробив і ретельно проаналізував кілька схем винищувачів, які використовували для скорочення зльоту та поїздки зміну сектора тяги за рахунок повітряних гвинтів, що відхиляються. Крило і оперення у випадках лише допомагали досягненню основного завдання.
Розроблений в результаті винищувач був монопланом двобалочної схеми, що має триколісне шасі з передньою опорою. Рознесені балки з'єднували крило з хвостовим оперенням, яке мало цільноповоротний стабілізатор. На балках були розташовані основні опори шасі, Стрілецько-гарматне озброєння розміщувалося в носовій частині фюзеляжу.
Силова установка розташовувалася і в кормовій частині фюзеляжу за кабіною пілота. Потужність за допомогою редуктора та подовжених валів передавалася спареним штовхаючим гвинтам, що мали взаємно протилежне обертання. Останнє виключало реактивний момент та підвищувало ефективність гвинтомоторної групи.
На режимах зльоту та посадки спарені гвинти за допомогою гідравлічного приводу можна було повертати щодо осі редуктора вниз, створюючи тим самим вертикальну підйомну силу. Двобалкова схема повною мірою сприяла вільному переміщенню гвинтів, при цьому у відхиленому положенні вони трохи затінялися фюзеляжем та крилом. З наближенням до землі або при польоті поблизу неї гвинти мали утворювати під літаком область ущільненого повітря, що створює ефект повітряної подушки. При цьому також підвищувався їхній ккд.
Природно, що при повороті гвинтів від поздовжньої осі вниз виникав момент, що пікірує, але він парирувався двома способами. З одного боку відхиленням цільноповоротного стабілізатора, що працює в зоні активного обдування гвинтів, на негативний кут. З іншого - відхиленням консолі крила в площині хорди вперед на кут, що відповідає умовам балансування при даному напрямку вектора тяги. З переведенням літака в горизонтальний політ після підйому на безпечну висоту гвинти розгорталися у вихідне положення.
У разі реалізації даного проекту, запропонований винищувач міг мати дуже коротку дистанцію розбігу, але для вертикального зльоту потужності моторів, що існували на той час, явно не вистачало. Тому для подібного проекту з метою скорочення злітно-посадкових дистанцій, а також здійснення зльоту та посадки по крутій траєкторії, близькій до вертикальної, був потрібен один двигун підвищеної потужності або два, що працювали синхронно на один вал.
Розроблений К.Б. Пеленбергом проект винищувача цікавий тим, що в ньому з великою ефективністю була використана тяга повітряних гвинтів для створення додаткової підйомної сили літака і незвичайні для того часу засоби аеродинамічного балансування - рухоме крило або, як його називають крило змінної геометрії, а також керований стабілізатор. Цікаво відзначити, що ці та деякі інші технічні нововведення, запропоновані конструктором у даному проекті, значною мірою випередили свій час. Однак надалі вони знайшли гідне застосування в авіабудуванні.
Проект винищувача вкороченого зльоту та посадки так і залишився проектом, але він лише посилив бажання автора створити літак вертикального зльоту та посадки. Костянтин Володимирович розумів, що можливість вертикального зльоту відкривала неоціненні тактичні можливості військової авіації. У цьому випадку літаки могли б базуватися на ґрунтових аеродромах, використовуючи обмежені за розмірами майданчики та на палубах кораблів. Актуальність цієї проблеми була зрозуміла вже тоді. До того ж зі зростанням максимальних швидкостей польоту винищувачів неминуче зростали та їх посадкові швидкості, що робило посадку складною та небезпечною, крім того, збільшувалася потрібна довжина злітно-посадкових смуг.
Після закінчення Великої Вітчизняної війни з появою в нашій країні трофейних німецьких реактивних двигунів ЮМО-004 та БМВ-003, а потім і закуплених у англійської фірми «Роллс-Ройс» двигунів «Дервент-V», «Нін-I» та «Нін-II », вдалося успішно вирішити багато проблем у вітчизняному реактивному літакобудуванні. Правда і їхня потужність була ще недостатня для вирішення поставленого завдання, але це не зупиняло роботу авіаконструктора. У цей час Костянтин Володимирович як працював у ОКБ головного конструктора А.І. Мікояна, але й викладав у Московському авіаційному інституті.
До розробки винищувача з вертикальним зльотом та посадкою, у якого як силова установка використовувався турбореактивний двигун (ТРД), К.В. Пеленберг приступив на початку 1946 р. в ініціативному порядку і вже до середини року проект машини було завершено. Як і в попередньому проекті, він вибрав схему з нерухомою силовою установкою, а вертикальний зліт забезпечував змінюваний вектор тяги.
Особливістю пропонованої схеми було те, що циліндричне сопло реактивного двигуна закінчувалося двома симетрично розбіжними каналами, в кінці яких встановлювалися поворотні вертикальної площини насадки.
Істотною перевагою запропонованого пристрою була простота конструкції, відсутність необхідності переробки сопла самого двигуна і порівняльна простота управління. При цьому поворот насадків не вимагав більших зусиль і складних пристроїв, наприклад, у разі зміни вектора тяги шляхом повороту всієї силової установки.
Розроблений Костянтином Володимировичем винищувач був монопланом з реданою схемою розташування двигуна. Як силова установка повинна була послужити найбільш потужний на той час англійський ТРД «Нін-II» з тягою 2270 кгс. Підведення повітря до нього здійснювалося через лобовий повітрозабірник. При компонуванні машини однією з основних вимог було те, щоб вісь вектора тяги при відхиленні насадків проходила поблизу центру тяжіння літака. Насадки в залежності від режиму польоту потрібно повертати на найвигідніші кути в межах від 0 до 70 °. Найбільше відхилення сопла відповідало посадці, яку планувалося здійснювати на максимальному режимі роботи двигуна. Зміна вектора тяги також передбачалося використовувати для гальмування літака.
Тим часом, внаслідок розміщення силової установки під кутом 10-15° щодо будівельної горизонталі винищувача діапазон відхилення насадків від осі двигуна становив від +15° до -50°. Запропонована конструкція вдало вписувалася у фюзеляж. Відповідний поворот та нахил площини обертання насадків дозволяв не розносити їх один від одного надто далеко. У свою чергу, це дозволило збільшити діаметр каналів - цей досить критичний параметр був оптимізований з урахуванням міделю фюзеляжу з таким розрахунком, щоб канали вписувалися в його габарити.
Технологічно обидва канали, з'єднані з нерухомою частиною, разом з механізмом управління поворотом являли собою один агрегат, який за допомогою фланця приєднувався до циліндричного сопла двигуна. Насадки кріпилися до торців каналів за допомогою опорно-упорних підшипників. З метою запобігання рухомому з'єднанню від впливу гарячих газів краю насадка перекривали щілину площину обертання. Примусове охолодження підшипників було організовано за рахунок забору повітря із атмосфери.
Для відхилення насадків планувалося використовувати гідравлічний або електромеханічний привід, встановлений на нерухомій частині сопла, і передачу черв'яку з зубчастим сектором, закріпленим на насадці. Управління силовим приводом здійснювалося або льотчиком дистанційно, або автоматично. Рівність кутів повороту досягалася одночасним включенням приводів. Їхнє управління було синхронізоване, а граничний кут відхилення фіксував обмежувач. Сопло також було забезпечене напрямними лопатками та кожухом, призначеним для його охолодження.
Таким чином, газовий струмінь став досить потужним засобом забезпечення вертикального зльоту та посадки. Її використання як посадковий засіб для винищувача з тягою двигуна близько 2000 кгс настільки скорочувало площу крила, що воно фактично могло бути перетворене на орган управління. Істотне скорочення габаритів крила, яке на великих: числах М, як відомо, становить основний опір літака, що дозволяло значно підвищити швидкість польоту.
Ознайомившись із проектом. А.І. Мікоян порадив К.В. Пеленберг зареєструвати його як винахід. Відповідні документи 14 грудня 1946 р. були направлені до бюро у справах винахідництва Міністерства авіаційної промисловості.
Вже січні 1947 р. відбулося засідання експертної комісії при технічному відділі МАП під головуванням кандидата технічних наук В.П. Гірського. До складу комісії також входили О.М. Волоков, Б. І. Черановський та Л.С. Кам'яномістський. У своєму рішенні від 28 січня комісія зазначила, що ця пропозиція в принципі є правильною, і рекомендувала автору продовжувати роботу в цьому напрямку. Поряд з цим вона зазначила, що зменшення площі крила недоцільне, оскільки у разі відмови силової установки посадка літака виявиться проблематичною.
Незабаром проект літака отримав конструктивне опрацювання настільки, що це дало автору підставу для його розгляду в ЦАГІ, ЦІАМ, ОКБ заводу №300 та інших організаціях, де проект також отримав позитивну оцінку. У результаті 9 грудня 1950 р. заявка К.В. Пеленберга була прийнята до розгляду Управлінням з винаходів та відкриття при Державному комітеті з впровадження передової техніки в народне господарство. При цьому публікацію запропонованого винаходу заборонили.
Звичайно, проект ще не охоплював і не міг охопити відразу всіх тонкощів, пов'язаних зі створенням літака, що вертикально злітає. Тим більше, що доводилося працювати поодинці. Але хоча виникало безліч технічних труднощів і нових проблем, тоді стало ясно, що проект реальний, що він є початком нового напряму в сучасній авіації.
Одне лише поворотне сопло не вирішувало всіх проблем, що виникають при вертикальному зльоті. Як було зазначено у рішенні експертної комісії МАП,

«...при зміні напряму газового струменя змінюватиметься стійкість та балансування літака, що спричинить труднощі в управлінні при зльоті та посадці».

Тому крім зміни вектора тяги потрібно вирішити питання стабілізації машини, оскільки за відсутності обдування крила і хвостового оперення повітряним потоком роль стабілізаторів вони не виконували.
З метою вирішення цього завдання Костянтин Володимирович відпрацював кілька варіантів стабілізації. По-перше, неврівноваженість літака при відхиленні вектора тяги в польоті можна парирувати, змінюючи кути атаки стабілізатора. По-друге, на малих швидкостях польоту він запропонував використовувати додатковий реактивний пристрій (автономний або використовує відведення газів із закомпресорної частини двигуна). Робота над другим способом була найскладнішим завданням, оскільки без досліджень і продувок в аеродинамічній трубі неможливо було судити про поведінку літака при відхиленому газовому струмені поблизу землі.
Справа в тому, що при виникненні початкових поперечних збурень поблизу землі швидко наростають кутові прискорення крила, які призводять до критичних кутів нахилу літака. При ручному управлінні поперечною стабілізацією льотчик із суб'єктивних причин не встигає вчасно зреагувати на появу початкового крену. Внаслідок запізнення введення керування, а також певної інерційності системи ручне керування не може гарантувати швидкого та надійного відновлення порушеного поперечного балансування. Крім того, газовий потік, що йде від реактивного двигуна вниз, захоплюючи суміжні маси повітря, викликає перетікання повітря з верхньої поверхні крила до нижньої, через що зростає тиск зверху крила і зменшується під ним. Це знижує підйомну силу крила, погіршує демпфування та ускладнює стабілізацію літака по крену. Тому, зокрема, до управління креном потрібно вдвічі втричі більша чутливість, ніж до управління з тангажу.
У зв'язку з цим у 1953 р. К.В. Пеленберг розробив систему поперечної стабілізації для свого проекту винищувача вертикального зльоту та посадки. Її особливість полягала у застосуванні на літаку двох гіростабілізаторів крену, які розміщувалися на крилі (по одному в кожній консолі) на максимальній відстані від поздовжньої осі машини. Для їх роботи використовувалася частина енергії газового струменя ТРД. Система вводилася в дію за допомогою гіроскопів, що є датчиками стабілізованого положення літака по крену та одночасно розподільниками напряму реактивних сил, що відновлюють.
При крені літака гіростабілізатори створювали два рівних реактивних моменти, прикладених до консолей, і діючих у бік, зворотну крену. Така система мала перевагу в тому, що вводилася в дію автоматично, без участі льотчика і без проміжних зв'язків, була безінерційною, мала високу чутливість і постійну готовність до роботи, а також створювала умови для аеродинамічного демпфування крила.
Гірогазостабілізатори вводилися в дію на злітно-посадкових режимах одночасно з поворотом основних сопел ТРД та переведенням двигунів на вертикальну тягу. З метою стабілізації літака за всіма трьома осями в цей момент також вводилася в роботу система стабілізації по тангажу. Для включення стабілізаторів крену льотчик відкривав заслінки, розташовані в еатурбінній частині реактивного двигуна. Частина газового потоку, що мав тут швидкість близько 450 м/с, прямувала в газопровід, а звідки в гіроблок, який направляв його в бік, потрібну для повстання крену. При відкритті заслінок автоматично відкривалися верхні та нижні щитки, що закривали вирізи у крилі.
У тому випадку, якщо крило літака займало строго горизонтальне положення щодо поздовжньої та поперечної осей, верхні та нижні вікна правого та лівого гіроблоків були відкриті на половину своєї величини. Газові потоки виходили з рівною швидкістю вгору і вниз, створюючи рівні реактивні сили. Разом з тим, витікання газу з гіроблока вгору перешкоджало перетіканню повітря з верхньої поверхні крила до нижньої, а, отже, зменшувалося розрідження над крилом при відхиленні вектора тяги двигуна.
При появі крену заслінка гірогазостебілізатора на консолі крила, що опустилася, зменшувала вихід газу вгору і збільшувала вихід газу вниз, а на піднятій консолі відбувалося зворотне. В результаті на консолі, що опустилася, зростала реактивна сила, спрямована вгору, і створювався відновлюючий момент. На консолі крила, що піднялася, навпаки збільшувалася реактивна сила, що діє вниз, і виникав рівний відновлюючий момент, що діє в ту ж сторону. При крені, близькому до гранично безпечного, заслінки гіроблоків відкривалися повністю - на опущеній консолі для витікання газу вниз, а на піднятій для витікання газу вгору, внаслідок чого виникало два рівні моменти, що створюють сумарний відновлюючий.
Основну частину розробленого стабілізатора становив гіроскопічний блок. Його передня піввісь жорстко кріпилася до зовнішньої коробки, а задня - до приймача газу. Півосі забезпечували гіроблоку вільний поворот щодо осіг, яку при монтажі стабілізатора крену в крилі вимагалося розташовувати строго паралельно поздовжньої осі літака. На поверхні з'єднання газоприймача з гіроблоком було фігурне вікно, частково закрите знизу і зверху заслінкою. У цій площині гіроблок та приймач підходили один до одного з мінімальним зазором, що забезпечує вільне обертання гіроблока. Щоб уникнути надмірного витоку газу поверхня стикування мала лабіринтне ущільнення.
У приймачі розташовувався механізм розподілу газу. Його роль полягала в тому, щоб спрямовувати газовий потік із магістралі у верхню або нижню камери гіроблока, який звідки потім спливав назовні через вікна між лопатками дисків гіроблока. Залежно від того, в який бік повертався блок, заслінка закривала або верхнє вікно, або нижнє, перепускаючи газ із магістралі до однієї з камер. При роботі гіроскопа блок постійно зберігав горизонтальне положення, а поворот заслінки і перепуск газу камери відбувався в результаті повороту приймача газу відносно поперечної осі, викликаного нахилом крила. Що більше був кут крену, то більше відкривалося одне вікно гіроблока і закривалося інше.
Гіроблок встановлювався в жорстку коробку, на якій за допомогою шарнірів закріплювалися дві пари щитків, що закривали зверху та знизу вирізи в крилі. У закритому положенні щитки щільно прилягали до планок та решти поверхні крила, не порушуючи його контуру. Їх також відкривав льотчик одночасно з газовою заслінкою реактивного двигуна.
Гіростабілізатори монтувалися в консолях крила з таким розрахунком, щоб площини гіроскопів лежали в площині поздовжньої та поперечної осей літака. Для літаків порівняно невеликих розмірів, які можуть мати значні кути коливань по тангажу, щоб уникнути явища прецесії гіроскопів у конструкцію передбачалося ввести паралелограмний зв'язок між поперечними осями правого та лівого гіроблоків для їх взаємного утримання.
За розрахунками, поперечна стабілізація вертикального винищувача, що злітає, масою 8000 кг при тягоозброєності літака, що дорівнює одиниці, і відборі від ТРД потужності в розмірі 3-4%, могла бути забезпечена гіростабілізаторами, віддаленими від поздовжньої осі на 2,25 м. При цьому достатньо було їх діаметра в 330 мм, висоти - 220 мм, довжини зовнішньої коробки - 350 мм, ширини внутрішньої коробки - 420 мм, діаметра газопроводу -142 мм, відстаней мееїду осями блоку та газопроводу - 295 мм. Подібні крилові установки могли створити відновлювальні моменти величиною 100 кгм кожен при куті крену 10 °, і 220 кгм - при куті крену 25-30 °.
Однак і цьому проекту винищувача вертикального зльоту і посадки на той час не судилося здійснитися - він також випередив технічні можливості того часу. Та й офіційні кола поставилися до нього дуже скептично. Оскільки в СРСР зведена в абсолют планова економіка передбачала, мабуть, і планові винаходи, вільних оборотних коштів у конструкторських бюро для масштабних НДДКР завжди не вистачало. Таким чином, ініціативний проект вітчизняного літака вертикального зльоту та поїздки і надалі так і залишився на папері.
Тим часом у Великій Британії до ідеї розробки реактивного літака вертикального зльоту та поїздки (СВВП) поставилися більш серйозно. У 1957 р. на фірмі «Хаукер Сіддлі» в ініціативному порядку приступили до розробки подібного літака, І хоча там також не було досвіду створення машин такого класу, лише через три роки експериментальний винищувач Р. 1127 «Кестрел», піднявся в повітря. А ще через шість років на його основі збудували досвідчений штурмовик «Харрієр» - прототип однойменних машин, що нині прийняті на озброєння не лише англійських королівських ВПС, але й інших країн світу.
У Радянському Союзі, мабуть, лише в ЛІІ на практиці вивчали можливість створення реактивного літака вертикального зльоту та посадки. У 1958 р. група під керівництвом A.H. Рафаелянця, розробила та побудувала експериментальний апарат, який отримав назву «Турболета».
Його польоти довели принципову можливість створення літака зі струменевим керуванням на режимах вертикального зльоту, віяння та посадки, а також при переході до горизонтального польоту. Однак ідея створення літака вертикального зльоту та посадки і до цього часу ще не опанувала умів офіційної влади, хоча в «портфелі» вітчизняних конструкторів був і проект подібного літака, і досвід, накопичений при випробуваннях «Турболету».
Тільки наприкінці 1960 р., коли літак Р. 1127 «Кестрел» вже літав, а також з'явилися перші докладні публікації про нього офіційні кола наче «прорвало». У ЦК КПРС і Раді Міністрів СРСР задумалися всерйоз і вирішили вкотре «наздогнати і перегнати Захід, що загниває». У результаті після майже річного листування між усіма зацікавленими організаціями роботи з проектування та будівництва літака вертикального зльоту та посадки на підставі їхньої спільної Постанови від 30 жовтня 1961 р. доручили ОКБ-115 головного конструктора А.С. Яковлєва. Розробка силової установки доручили ОКБ-300 головного конструктора С.К. Туманського. Щоправда варто відзначити, що ще 1959 р. заступником Голови Ради Міністрів СРСР Д.Ф. Устиновим, головою Державного комітету з авіаційної техніки П.В. Дементьєвим та головнокомандувачем ВПС СА К,А. Вершинін був підготовлений проект Постанови, в якому створення експериментального винищувача з вертикальним зльотом і посадкою планували доручити ОКБ головного конструктора Г.М. Бернів.
Восени 1962 р. складальний цех залишив перший із трьох досвідчених екземплярів літака, що отримав назву Як-Зб, призначений для лабораторних стендових випробувань, 9 січня 1963 р. льотчик-випробувач Ю.А. Гарнаєв виконав на другому примірнику Як-З6 перше висіння на прив'язі, а 23 червня – вільне. У ході випробувань Ю.А. Гарнаєва змінив льотчик-випробувач В.Г. Мухін, який 24 березня 1966 р. виконав перший польоті вертикальним зльотом та посадкою на третій дослідній машині. Як силова установка Як-Зб були використані два турбореактивні двигуни Р-27-300, оснащені поворотними сопловими насадками. Надалі досвід будівництва та випробування експериментального літака Як-36 послужив основою для створення бойового СВВП Як-38 (Як-ЗбМ), який був освоєний у серійному виробництві та озброєний авіації ВМФ.
Тим часом, 29 серпня 1964 р. (через 18 років!) Державний комітет у справах винаходів та відкриттів видав К.В. Шулікову (Пеленбергу) авторське свідоцтво за №166244 на винахід поворотного сопла реактивного двигуна з пріоритетом від 18 грудня 1946 р. Однак у цей час СРСР не був членом міжнародної організації з питань винаходів та відкриттів, а тому даний проект не міг отримати всесвітнього визнання, так як дія авторського права поширювалося лише територію СРСР. До цього часу конструкція поворотного сопла знайшла практичне застосування в авіатехніці, а ідея літака, що вертикально злітає, набувала широкого поширення у світовій авіації. Наприклад, вищезгаданий англійський Р.1127 "Кестрел" був оснащений турбореактивним двигуном "Пегас" з чотирма поворотними соплами.
У жовтні 1968 р. П. О. Сухий, у чиєму ОКБ на той час працював Костянтин Володимирович, направив С. К. Туманському клопотання про виплату автору винагороди, оскільки очолюване останнім підприємство освоїло серійний випуск реактивних двигунів з сопловим пристроєм, зроблений К.В. Шулікова схема. Як зазначив Павло Йосипович у своєму зверненні, за своїм технічним значенням цей винахід був одним із найбільших, що були зроблені в галузі авіаційної техніки.
А 16 травня 1969 р. звернення П. О. Сухого підтримав А. А. Мікулін, який наголосив, що винахід К.В. Шулікова було ним розглянуто ще 1947 р., і «розцінено як нове, цікаве технічне рішення, що обіцяє у майбутньому реальну перспективу використання тяги двигуна для полегшення злітно-посадкових режимів літаків». Крім того, до цього часу за проектом СВВП 1946 були отримані позитивні висновки ЦИАМ (№09-05 від 12 квітня 1963 р. за підписом В.В. Яковлевського), ЦАГІ (№4508-49 від 16 січня 1966 р. за підписом Г. С. Бюшгенса), технічної ради ОКБ-424, а також рішення БРІЗу МАП (від 22 липня 1968).
Клопотання про виплату винагороди за винахід поворотного сопла розглянули на засіданні технічної ради ОКБ-300, що відбулося 10 жовтня 1969 року. У ході обговорення наголошувалося, що запропонована К.В. Шуликова схема поворотного сопла вперше була впроваджена в СРСР на двигуні Р-27-300 (вид. 27), тобто її використання дозволило створити першу вітчизняну конструкцію такого класу. Крім того, ця схема також отримала розвиток три розробки двигуна P-27B-300 (вид. 49). На підтвердження цієї техради 0КБ-ЗО0 було представлено акт про впровадження винаходу за свідоцтвом №166244, який був складений начальником ОКБ М.І. Марковим та відповідальним уповноваженим БРІЗ ОКБ І.І. Мотіним, В акті зазначалося, що
Оскільки створені за цією схемою двигуни, були новим перспективним напрямом у розвитку техніки, авторське винагороду було визначено у вигляді 5000 рублів. Таким чином, технічна рада ОКБ-300 визнала, що робота К.В. Шулікова лягла в основу створення першого вітчизняного літака з вертикальним зльотом та посадкою.
З огляду на це науково-технічна рада лри Технічному управлінні МАП під головуванням ІТ. Загайнова у жовтні 1969 р. вважав правомірним

«визнати пріоритет у технічній розробці проекту першого літака, що вертикально злітає, за вітчизняною авіаційною технікою».

Виходячи з великого технічного значення і перспектив, яке мав даний винахід, що передбачила появу авіації вертикального зльоту і посадки на багато років вперед, і першість вітчизняної авіації в розвиток цієї галузі техніки, що випливає з цього, науково-технічна рада оцінила його, як технічне вдосконалення, близьку за своїм значенням до технічного відкриття, і рекомендував виплатити автору належну винагороду.
Така коротка історія найпершого у світі проекту літака, що вертикально злітає. І хоча дітище видатного інженера та захопленого технічним задумом конструктора К.В. Шулікова в Радянському Союзі не знайшло свого втілення у металі, це не применшує прав автора та вітчизняної авіаційної науки техніки на пріоритет у створенні авіації вертикального зльоту.
Під час підготовки публікації використано документальні матеріали, люб'язно надані К.В. Шулікова з особистого архіву, а також документи Російського державного архіву економіки.
Біографічна довідка
Шуліков (Пеленберг) Костянтин Володимирович
Костянтин Володимирович Шуликов (Пеленберг) народився 2 грудня 1911 р., у м. Пскові в сім'ї військовослужбовця. У 1939 р. він закінчив літакобудівний факультет Московського авіаційного інституту з присвоєнням кваліфікації інженера-механіка. Свою практичну діяльність у авіаційної промисловості К.В. Шуліков почав у 1937 р. поєднуючи роботу з навчанням в інституті. Як співробітник ОКБ головного конструктора Н.Н. Полікарпова він пройшов шлях від інженера-конструктора до начальника сектора крила КБ-1. Брав участь у проектуванні та будівництві винищувачів І-153 «Чайка» та І-180.
З грудня 1939 до 1951 року К.В. Шуликов працював у ОКБ головного конструктора А,І. Мікояна, де брав активну участь у розробці та будівництві винищувачів МіГ-1, МіГ-3, І-250, І-270, МіГ-9, МіГ-15, МіГ-17, експериментального МіГ-8 «Качка» та інших літаків. Навесні 1941 р. його відрядили у складі бригади заводу №1 ім. Авіахіма у розпорядження ВПС Західного Особливого та Прибалтійського Особливих військових округів для надання допомоги льотно-технічному складу стройових частин у освоєнні винищувачів МіГ-1 та МіГ-3. У завдання бригади також входило усунення виявлених при експлуатації недоліків та проведення доопрацювання матеріальної частини з бюлетенів заводу-виробника. У роки Великої Вітчизняної війни Костянтин Володимирович брав участь у відновлювальному ремонті винищувачів МіГ-3, які перебувають на озброєнні авіаційних полків ВПС Західного фронту та 6 ІАК ППО м. Москви. У 1943 р. їм було розроблено технологію виготовлення м'яких паливних баків.
Паралельно з роботою в ОКБ-155 у період з 1943 по 1951 рік К. В. Шуліков за сумісництвом провадив велику викладацьку роботу в МАІ, де був членом кафедри «Конструкція літаків». Їм було прочитано близько 600 годин лекцій з конструкції літаків для студентів 5-го курсу, він також був керівником дипломних проектів, рецензентом та брав участь у розробці методичних посібників для студентів та дипломників.
У 1951 р. відповідно до наказу МАП Костянтина Володимировича було переведено працювати в Авіабудспецтрест №5, а 1955 р. - у розпорядження ОКБ-424 заводу №81 МАП. У 1959 р. він перейшов до ОКБ генерального конструктора С.А. Лавочкіна, де керував роботами з розробки та організації пункту автоматичного наведення ракетної системи «Даль» на полігоні Саришаган у районі озера Балхаш. З 1968 р. К.В. Шуліков продовжив свою трудову діяльність у ОКБ генерального конструктора П.О. Сухого. Він був активним учасником розробки та спорудження надзвукового літака-ракетоносця Т-4.
З 1976 р. по 2003 р. Костянтин Володимирович працював у Науково-виробничому об'єднанні «Блискавка», очолюваному Г. Є. Лозіно-Лозинським. Він брав участь у проектуванні та створенні багаторазового космічного корабля «Буран», його аналога та експериментальних зразків. Багато запропонованих ним технічних рішень було прийнято до розробки та виробництва.
К.В. Шулікову належить низка наукових праць та понад 30 винаходів у галузі авіації та космонавтики. За його участю (спільне ЦАГІ, ЦНДІ-30 МО, НДІ-2 МАП) виконано НДР з «Дослідження авіаційно-космічного комплексу повітряного старту ракет», у тому числі «Дослідження зовнішності літака-розгонника виробу «100» В.М. Людина на базі надзвукового літака Т-4». Їм розроблено проект літака вертикального зльоту та посадки, проекти різних систем у галузі стабілізації та керованості літаків, проект стабілізуючої платформи висотної астрономічної станції Академії Наук СРСР для підйому в стратосферу великого телескопа масою 7,5 тонн, проект надувного трапу для роботи кокосмонавтів у відкритому стані. інші.
Ладога-9 УВ
Останнім часом ним розроблено проекти двомоторних багатоцільових літаків-амфібій «Ладога-бА» на б місць та «Ладога-9І» на 9-11 місць. У 1997 р. проект літака-амфібії "Ладога-бА" був удостоєний "Золотої медалі" на всесвітній виставці "Брюссель-Евріка-97".

Для керування вектором тяги в РДТТ кріпити весь двигун у підвісі недоцільно (за винятком, мабуть, верт'єрних двигунів), тому у розпорядженні проектувальників

Мал. 117. Соплові тримери
залишаються такі рішення: установка в соплі механічних регулюючих поверхонь, що відхиляють газовий струмінь, поворот сопла або його частини, вторинна інжекція та використання додаткових керуючих сопел (подібно до того, як це робиться в ЗРД).
До механічних регулюючих поверхонь відносяться, крім газових кермів і дефлекторів, що обговорювалися вище, всувні і поворотні тримери, показані на рис. 117. Вплив відхиляючих поверхонь на газовий струмінь можна приблизно розрахувати за теорією надзвукового обтікання профілю, але для отримання точних значень керуючої сили (складової сили тяги, перпендикулярної осі двигуна) в залежності від величини відхилення необхідні вимірювання. У роботі повідомляється, що сопла з таким керуванням газовим струменем дозволяють з гарною відтворюваністю отримати максимальні бічні сили, що досягає осьової складової тяги. Незважаючи на те, що уловлення вектором тяги за допомогою рухомих механічних поверхонь призводить до втрат тяги внаслідок додаткового опору і вимагає кропітких дослідно-конструкторських і технологічних робіт, спрямованих на забезпечення їх міцності та цілісності в умовах високих динамічних тисків, температур і теплових потоків. Вони успішно застосовувалися в таких ракетах, як «Поларис» і «Бомарк».
Поворотні сопла забезпечують найбільш ефективне механічне управління газовим струменем, оскільки вони не викликають суттєвого зниження тяги і конкурентоспроможні за масовими характеристиками. Одним із прикладів використання такого технічного рішення є збірка з чотирьох поворотних сопел з карданним підвісом і кульовим шарніром, що застосовувалася на першому ступені ракети «Мінітмен».

Система дозволяла керувати вектором тяги в площинах нишпорення, тангажу та крену без помітних втрат тяги, причому кут відхилення газового струменя залежав лінійно від повороту соплового блоку.
Подальше вдосконалення методів управління вектором тяги пов'язують із більш сучасними схемами, що дозволяють виключити застосування карданного підвісу та рухомих гарячих металевих частин, що розміщуються в соплі РДТТ. До таких схем відносяться: а) розроблена для РДТТ міжорбітальних буксирів система підвіски сопла типу "техрол" (див. рис. 148 в гол. 11); б) система управління вектором тяги з соплом на шарнірному підвісі, що використовується в двигуні розгінного модуля (див. рис. 150 в гол. 11); в) схема кріплення сопла на гнучкій опорі, що використовується в твердопаливному прискорювачі ВКС «Спейс Шаттл». Розглянемо останню схему докладніше.
На рис. 118 зображено кормове складання ТТУ і показано розташування агрегатів системи управління вектором тяги, а на рис. 119 показано пристрій гнучкого сполучного вузла сопла. Сполучний вузол є оболонкою з гнучкого еластичного матеріалу з 10 сталевими кільцевими прокладками дугоподібного перерізу. Перше та останнє армуючі кільця прикріплені до нерухомої частини сопла, яка з'єднана з корпусом двигуна. Виконавчі механізми поворотного сопла працюють від допоміжного енергоблоку. Він складається з двох окремих гідронасосних агрегатів, які передають гідравлічну енергію на робочі сервоциліндри, причому один забезпечує поворот сопла у площині ковзання, а інший – у площині бокового розвороту (рис. 120). Якщо один із агрегатів відмовляє, гідравлічна потужність іншого збільшується і він регулює відхилення сопла в обох напрямках. Починаючи з операції відділення прискорювача аж до входу у воду, приводи підтримують сопло в нейтральному положенні. Сервоциліндри орієнтовані назовні під кутом 45° до осей тангажу та нишпорення літального апарату. Зазначимо, що допоміжний енергоблок, що живить приводи системи управління вектором тяги в РДТТ, що розглядається, працює на рідкому однокомпонентному паливі - гідразині, який піддається в газогенераторі каталітичному розкладанню на каталізаторі у формі алюмінієвих таблеток, покритих іридієм.
10.3.1. ВТОРИНА ІНЖЕКЦІЯ
Спосіб інжекції в сопло РДТТ допоміжної робочої речовини для управління вектором тяги було запропоновано наприкінці 1940-х років. і почав застосовуватися в серійних літальних

апаратах на початку 1960-х років. До речовин, що використовуються для цих цілей, належать такі інертні рідини, як вода і фреон-113, а також рідини, що взаємодіють з воднем у продуктах згоряння та двокомпонентні палива (наприклад гідразин).
Мал. 121 ілюструє механізм впливу інжекції на полі течії в соплі. Крім того, що рідина, що впорскується, заміщає частину вихлопних газів, інжекція призводить до утворення системи стрибків ущільнення (стрибок відриву та індукований головний стрибок ущільнення). Бічна складова реактивної сили виникає як наслідок двох ефектів: по-перше, потік імпульсу речовини, що впорскується через
Мал. 118. (див. скан) Нижнє складання твердопаливного прискорювача ВКС «Спейс Шаттл» - кабель електроживлення (12 шт.); 2 – опорний шпангоут; 3 – система управління вектором тяги (2 шт.); 4 – гаргрот; 5 - передній сопловий блок; 6 – твердопаливний заряд; 7 - стикувальний шпангоут; 8 – блок телеметричної апаратури; 9 - бандажні кільця; 10 - двигуни системи відділення ТТУ (4 блоки); тепловий екран.

(Клацніть для перегляду скана)

Мал. 121. Механізм вторинної інжекції. 1 – прикордонний шар; 2 - стрибок відриву; 3 - межа відривної течії; 4 – інжекційний отвір; 5 - головний стрибок ущільнення; 6 – межа зони інжекції.
отвір, що призводить до появи бічної реактивної силщ по-друге, додаткова бічна сила створюється завдяки зміні розподілу тиску на стінці сопла. Другий ефект збільшує бічну складову в порівнянні випадком, коли інжекція рідини здійснюється не прямо в навколишню атмосферу. Наприклад, при вдування в сопло спостерігалося збільшення бічної сили в 2-3 рази. Ефективність такої системи управління вектором тяги в площинах нишпорення та тангажу для РДТТ з одним центральним соплом залежить від розташування впускного отвору та витрати інжектованої речовини. Величину бічної складової при вдуві в сопло газу або впорскуванні рідини, що не випаровується, можна розрахувати іншим (відмінним від описаного в розд. 10.2) способом, апроксимуючи форму граничної поверхні між впорсненою речовиною і основним потоком напівциліндром з напівсферичною основою.
З боку основного потоку на цю поверхню діє сила тиску, паралельна стінці та пропорційна де радіус циліндра, середній статичний тиск у ядрі потоку. Нехтуючи випаром, змішуванням і в'язкими силами на граничній поверхні, запишемо умову балансу між потоком кількості руху рідини, що впорскується, паралельною стінці, і силою тиску:
де витрата (вважається рівним асимптотичному витраті рідини, паралельному стінці), асимптотична

швидкість інжектованої речовини. Якщо припустити, що досягається в результаті ізоентропічного розширення рідини від тиску гальмування до тиску, то це відомий параметр, який залежить тільки від і термодинамічних властивостей речовини, що впорскується. Отже,
Сила, нормальна до стінки, має три складові: 1) нормальна швидкість на зрізі впускного отвору); за наявності та відсутність інжекції. При досить малих кутах розчину сопла вираз для бічної сили має вигляд
де ава - напівкут розчину вихідного розтруба сопла, безрозмірний коефіцієнт, що залежить від геометричних характеристик сопла, місця розташування впускного отвору та відношення питомих теплоємностей речовини у вихлопному струмені. Розрахунок за такою формулою добре узгоджується з експериментальними даними.
Якщо потрібне управління вектором тяги в площині крену, то можна використовувати два сопла або встановити у вихідному розтрубі пару тонких поздовжніх роздільних ребер і впорскувати рідину через отвори . З рис. 122 видно, що отвори забезпечують управління по тангажу, отвори по нишпоренню, а спільне впорскування або крену. В аеродинамічній трубі з водою в якості рідини, що впорскується, проведено параметричне дослідження розподілу тиску в такому соплі і його зміни в залежності від відношення витрат вторинного і основного потоків, а також визначено оптимальне положення впускних отворів для вторинної інжекції. Ці результати були використані при розробці спеціального пристрою, в якому спалювали малорозмірний заряд монопалива на основі ПХА, а в сопло впорскували фреон-113 (рис. 123). Двигун встановлювали у двох прецизійних підшипниках, що дозволяють йому здійснювати вільний (без тертя) рух у площині крену. Обертальний момент вимірювали за допомогою двох балок, приварених перпендикулярно до перехідної муфти, скріпленої з переднім днищем РДТТ. Балки жорстко зашпаровувалися в стенд і при додатку крутного моменту піддавалися вигину. Вимірювальний міст із тензодатчиками,

Мал. 122. Схематична діаграма центрального сопла РДТТ, що забезпечує управління по трьох осях.
розміщений на балках, давав сигнал, що змінюється пропорційно до моменту.
Результати представлені на рис. 124, показують, що розташування впускних отворів інжектованої речовини слабо впливає на обертальний момент, даючи відхилення лише на 10-15% (це не дивно, оскільки положення отворів вибиралося на основі випробувань з холодним робочим тілом), а зниження питомого імпульсу, зумовлене
Мал. 123. Схема стендової установки.

Мал. 124. (див. скан) Експериментальні дані залежно від витрат, що інжектуються, відношення крутного моменту до тяги (а) і питомого імпульсу і додаткової осьової складової тяги (б).
установкою в соплі поздовжніх ребер, що компенсується уприскуванням рідини, причому зі збільшенням витрати рідини питомий імпульс зростає.

На «слаломі» крен ідентичні, тобто теж великі, але при цьому недостатньої повертаності немає і близько! На тій же швидкості, де «безсистемна» версія ковзала передком, Outlander Sport просто повертає і їде далі. Особливо вражаючий контраст на дузі з радіусом, що зменшується, де поведінка автомобіля здалася і зовсім нереальною. Якщо звичайна версія з працею змогла пройти цю вправу на швидкості 30 км/год, то нова модифікація, що має S-AWC, з легкістю виконала його і на 40 км/год.

Набагато впевненіше машина веде себе і на колі (ковзання починається пізніше), і при «переставці», яку також вдається пройти на більш високій швидкості і, на відміну від звичайної версії, за практично повної відсутності зносу. Словом, поведінка Outlander Sport у граничних режимах інакше як чудовою не назвеш - кросовер немов ігнорує закони фізики. Подивимося тепер, чи помітна різниця при їзді дорогами загального користування.

Майже спортсмен

Спочатку згадаємо відчуття від їзди на звичайному Outlander, без приставки Sport у назві, тобто без S-AWC. Кросовер відмінно стоїть на прямій, ігнорує нерівності та колійність, але при швидкому вході в повороти у водія виникає почуття невпевненості через великі крени та нестачу реактивного зусилля на кермі. Але якщо їхати спокійно, все приходить у норму. Плавність ходу на висоті, хоч із відверто розбитим асфальтом шасі вже не справляється. Втім, на околицях Санкт-Петербурга, де проходив тест, дороги подекуди такі погані, що вчасно їхати не на автомобілі, а на танку. З недоліків відзначу явне погіршення плавності ходу задньому дивані проти передніми сидіннями. Крім того, пасажири другого ряду майже не чують шин, що сидять попереду через сильний шум.

Варто сказати, що цей автомобіль був 2013 року випуску. А у 2014 р. кросовер отримав дуже суттєві доопрацювання. Так що я маю можливість не тільки з'ясувати, як їде модифікація Outlander Sport, але й оцінити на практиці інші нововведення. Насамперед відзначаю більш зібрану підвіску, яка стала трохи докладніше повторювати мікропрофіль асфальту. Зате оновлене шасі краще тримає серйозні удари і при звичайних режимах їзди сильніше чинить опір кренам. Цю підвіску з 2014 року отримали всі модифікації Outlander.

А ось тугіше кермо - прерогатива виключно версії Outlander Sport. І відчуття від автомобіля стали зовсім іншими: він ніби напружив м'язи, і я більше не відчуваю невпевненості при швидкому проходженні віражів. Більше того, у поведінці кросовера з'явилися спортивні нотки! Такий автомобіль мені подобається набагато більше.

Крім того, значно покращено комфорт для задніх пасажирів, насамперед – акустичний. Всі модифікації Outlander 2014 випуску отримали додаткову шумоізоляцію, і це помітно «неозброєним вухом» - тепер я спокійно розмовляю з водієм, сидячи на задньому дивані. А жорсткіша підвіска, на диво, виявилася менш тряскою. Так-так, таке буває при правильному налаштуванні шасі.

Що стосується S-AWC, то при звичайній їзді її робота не відчувається ніяк. Цього й слід було чекати. Система робить свою справу непомітно, за що їй честь і хвала. Словом, з кожним роком Mitsubishi Outlander стає все кращим. У 2015 р. кросовер чекає глобальне оновлення. А отже, чекаємо на нову зустріч.

Технічні характеристики Mitsubishi Outlander Sport 3.0