Osvita.ua Вища освіта Реферати Астрономія Літаки ВВП і КВП: принципи використання. Реферат
Провідні компанії та навчальні заклади Пропозиції здобуття освіти від провідних навчальних закладів України та закордону. Тільки найкращі вищі навчальні заклади, компанії, освітні курси, школи, агенції. З питань розміщення інформації звертайтесь за телефоном (044) 200-28-38.

Літаки ВВП і КВП: принципи використання. Реферат

Історія розвитку літаків ВВП і КВП показує, що дотепер вони створювалися винятково для військової авіації. Тому принципи використання і типи задач, що передбачалися чи раніше очікувалися в майбутньому, мали вирішальні значення при пошуку найкращих рішень

Потреба в літаках типу ВВП і КВП викликана необхідністю розосередження військової авіації з метою уникнути її знищення на стоянці.

Розосередження сучасних військових літаків, що вимагають аеродромів із довгими злітно-посадочними смугами, дуже утруднено не тільки через малу кількість останніх (навіть з обліком відповідних цивільних аеродромів), але через малу імовірність будівництва нових в умовах війни. Це означає, що вертикальний зліт і посадка дають на перший погляд оптимальне рішення, оскільки літак ВВП може базуватися на площадках, розміри яких не набагато перевищують його габарити.

Крім здатності вертикального злету і посадки, літаки ВВП мають додаткові переваги, а саме можливістю зависання, розвороту в цьому положенні і польоту в бічному положенні в залежності від використовуваних рухової установки і системи керування.

Перераховані плюси літаків ВВП у бойових умовах значно знецінюються наявністю серйозних недоліків, що приводять до ускладнень експлуатації таких літаків і погіршенню їхніх літних даних. Іспити надзвукових літаків і досвід їхньої експлуатації у військових частинах показують, що розосередження великого числа малих груп літаків у різних місцях вигідно з погляду безпеки, але не зручно з погляду матеріально-технічного забезпечення (паливом, запасними частинами, боєприпасами і т. д.), що не повинне залежати від наземного транспорту.

Використовувані в дійсні час системи матеріально - технічного забезпечення й обслуговування не пристосовані до експлуатації у важкодоступній місцевості. Тому необхідно створити нову систему, здатну функціонувати при частій зміні місць базування, вирішувати, крім задач керування польотами і технічним обслуговуванням, багато інших проблем, зокрема питання роботи, житла, харчування, побутового обслуговування і відпочинку літного і наземного персоналу. У цій ситуації ясно, що тільки воєнно-морська авіація, що розташовує авіаносцями, готова до ефективної експлуатації літаків ВВП. І не випадково при проектуванні сучасних літаків вертикального злету і посадки і КВП передбачається їхнє базування палубах авіаносців.

Інша група недоліків літаків ВВП стосується літних характеристик. Однієї з них є чутливість до поривів вітру при польоті на малих швидкостях, внаслідок чого зліт і посадка в неспокійній атмосфері стає небезпечним. До недоліків варто віднести і значну різницю у вантажопідйомності літака звичайного злету і вертикального чи короткого злету.

Злітна маса літака під час експлуатації може бути різної в залежності від кількості прийнятого на борт вантажу (чи озброєння, палива). При цьому в звичайних літаків збільшення злітної маси приводить до подовження шляху розбігу, а в літаків ВВП - неможливості вертикального злету.

Для використовуваних у даний час рухових установок приблизно можна вважати, що літак ВВП у варіанті вертикального злету може підняти вантаж, у два рази менший, чим при звичайному зльоті. Через цей діапазон задач і радіус дії такого літака істотно залежить від розташування району бойових операцій стосовно місця злету і від можливості вибору наступного місця посадки. Головним параметром літака ВВП є величина, зворотна тяго-озброєності, тобто відношення злітній масі до тяги при зльоті. Дослідження показали, що для вертикального злету необхідна наявність значного резерву вертикальної складової тяги стосовно ваги літака.

У сучасних близько-звукових і надзвукових літаках ВВП відношення злітній масі до тяги двигунів складає ~ 0,65-0,85 кг/даний. Вертикальна тяга створюється або шляхом відхилення вниз реактивних струменів тягових двигунів, що забезпечують поступальний рух літака, або за допомогою спеціальних піднімальних двигунів, встановлених у положенні, близькому до вертикального.

У таблиці представлені характеристики чотирьох надзвукових літаків вертикально злету і посадки. Порівняння показує, що літаки розрізняються аеродинамічними схемами, системами керування на різних етапах польоту і принципами роботи рухових установок.

Поява окремих двигунів для вертикального і горизонтального польоту в літаках "Міраж" "Бальзак" і "Міраж" -III-V фірми "Дассо" не було випадковим. Цьому послужили дві причини. Перша з них визначається бажанням використовувати вже існуючу конструкцію з мінімальними змінами. Друга причина випливає з порівняльної оцінки переваг і недоліків рухової установки такого типу. Поділ функцій між двигунами дозволяє вибрати оптимальні типи двигунів для дуже різних умов злету - посадки і горизонтального польоту, особливо на надзвуковій швидкості.

Не менш важливої є проблема безпеки під час зависання, тому що у випадку аварії одного чи декількох піднімальних двигунів повинна зберігатися можливість благополучного приземлення. Параметри такої рухової установки залежать головним чином від характеристик піднімальних двигунів. Ці двигуни повинні мати малу питому масу (стосовно піднімальної сили), малі розміри, високу надійність і низьку вартість.

Виконання цих вимог виявляється можливим завдяки короткочасній роботі двигунів - два рази на кожен політ по 30-40 з в обмеженому діапазоні швидкостей і висот. Як випливає з опублікованих даних, така рухова установка на літаку ВВП може бути ефективної тільки за умови створення піднімальних двигунів з питомою масою не більш 0,05 кг/даний. (Для порівняння нагадаємо, що двигуни літака "Міраж" III-V мають уделюную масу 0,08 кг/даний.)

Проект літака Vj-101C об'єднання "EWR-Зюд" розроблявся в інших умовах. Спочатку передбачалося, що це буде літак-перехоплювач, що замінить у 70-х роках літак F-104G (пізніше була прийнята програма "Панавиа"), але потім з'явилися вимоги польоту на малій висоті (використання літака для нанесення ударів по наземним цілям), що обумовило застосування економічної рухової установки. У цій ситуації більш вигідної виявилася комбінована система, у якій частина двигунів використовується тільки при зльоті, посадці і не перехідних режимах.

Був розроблений проект рухової установки з двома піднімальними двигунами, розташованими вертикально за кабіною пілота, і чотирма підйомно-маршовими двигунами.

Вибір такої схеми рухової установки обумовлений наступними розуміннями:

  • під час злету і посадки може бути використана тяга всіх двигунів;
  • можна застосувати форсування в двигунах, встановлених у гондолах, що підвищує їхній ефективність ціною деякого збільшення маси конструкції;
  • відсутні втрати тяги, що мають місце в рухових установках з відхиленням струменя газів;
  • використання поворотних гондол спрощує перехід у різні фази польоту;
  • керування в режимах висіння, вертикального злету і посадки може бути легко реалізовано шляхом диференційного зміни тяги окремих груп двигунів, завдяки чому не потрібна спеціальна система струминного (реактивного) керування (застосування якого викликає ускладнення конструкції і збільшення її ваги і зниження ефективності по тяги в наслідку додаткової витрати стиснутого повітря);
  • відсутність тягових двигунів і їх сопів у фюзеляжі дозволяє раціональніше використовувати обсяг літака, наприклад розмістити все паливо поблизу центра ваги і спростити конструкцію головних опор шасі;
  • зміна напрямку тяги двигунів дає можливість здійснити короткий зліт і посадку;
  • вплив землі в режимі висіння (що приводить до засмоктування вихлопних газів і підвищенню температури) невелике, оскільки повітрезабірники двигунів у гондолах розміщаються досить високо;
  • установка гондол на кінцях крила в прийнятій аеродинамічній схемі зменшує завантаженість конструкції і її масу, а також полегшує доступ при обслуговуванні.

Єдиним істотним недоліком прийнятої системи рухової установки є додатковий опір від гондол. Порівняння результатів дослідження для такий компоновки і систем, у якій тягові двигуни розташовуються у фюзеляжі, показало, що різниця опорів дорівнює опору однієї гондоли. Система рухової установки з поворотними гондолами застосовна тільки в літаках із крилом малого подовження, оскільки підйом літака за допомогою сил, прикладених до кінців довгих консолей крила, зв'язана зі збільшенням маси, тому що при цьому необхідно використовувати відповідно більш міцну і тверду конструкцію.

Поворотні гондоли одна з найбільш цікавих особливостей літака Vj-101C. Ваговий аналіз показує, що механізм повороту гондол важить менше, ніж система відхилення реактивного газового струменя. У конструкції вузла повороту використані шарикопідшипники великого діаметра, убудований у бічну стінку гондоли, і трубчаста вісь, через яку подається необхідне харчування. Гондоли повертаються гідроприводами, що працюють у здвоєній гідросистемі з насосами, розміщеними безпосередньо на двигунах. Установка рознімних з'єднань паливної і гідравлічної системи і блоку керування в площині кінцевих перетинів крила дозволяє легко демонтувати гондоли, як окремі агрегати. Запуск двигунів виробляється з допомогою гідравлічного стартера.

Істотну проблему при проектуванні літака вертикального злету і посадки являє вибір типу повітрезабірників, що повинні відповідати вимогам, що відносяться до принципово різних режимів польоту. Однієї з труднощів є запуск піднімальних двигунів у горизонтальному польоті при позитивних кутах атаки фюзеляжу, оскільки в районі повітрезабірника створюється розрядження, а в районі сопла - підвищений тиск. Задача зважується за допомогою великих щитків, розташованих на верхній і нижній поверхнях фюзеляжу, що викликають рух повітря, сприятливий для роботи двигунів.

Повітрезабірники основних під'ємно-маршових двигунів розраховані на надзвукову швидкість польоту, тому на зльоті і посадці виявилося необхідним застосування додаткового повітрезабірника, що утвориться при висуванні передньої частини гондоли вперед одночасно з випуском щитків і шасі. Щілина, створювана при цьому на поверхні гондоли, збільшує площа перетину повітрезабірника і сприятливо впливає на розподіл швидкості і тиску повітряного потоку на вході в компресор навіть при сильних горизонтальних поривах вітру.

У літаку XFV-12A фірми "Норт Америкен" використовується явище ежекції, тобто усмоктування навколишнього повітря каналами, розташованими в крилах і горизонтальному оперенні, під дією струменя газів, що виходять з турбовентиляторного двигуна. На режимах висіння і польоту з малою швидкістю керування літаком здійснюється за допомогою чотирьох працюючих незалежних ежекторів, що створюють реактивну піднімальну силу різної величини. При горизонтальному польоті двигун працює, як у звичайному польоті, а при зависанні і польоті з малою швидкістю весь струмінь вихідних газів направляється в ежектори.

Реактивна піднімальна сила ежекторів зростає завдяки захоплення повітря газовим струменем. Внаслідок змішання цих потоків (у відношенні 7,5:1) швидкість і температура газоповітряної суміші на виході з ежектори зменшуються, а тяга зростає приблизно на 50%. Використований у цьому літаку принцип ще мало вивчений, незважаючи на проведені в останні роки в NASA літні іспити модифікації літака DHC-8A "Буфало" фірми "Де Хевеленд Канада", постаченого реактивними закрилками (дані літних іспитів якого значно відрізняються від результатів аеродинамічних розрахунків і продувок).

При створенні ежекторної системи були використані дослідження фірми "Локхид", на досвідченому літаку якої XV-4A "Колібрі", здійснившому перший політ в 1962 р., піднімальна сила створювалася в результаті ежекції повітря струменем від двох турбореактивних двигунів. Однак аеродинаміка цього літака була інший, тому що ежектори, що знаходяться в середній частині фюзеляжу, не впливали на обтікання крила і горизонтального оперення і не використовувалися для керування літаком.

Згідно опублікованим даним, цей літак має наступні переваги:

  • схема "утоку" із крило і горизонтальне оперення, постаченим ежекторами, дозволяє вчасно вертикального злету і посадки велику піднімальну силу;
  • наявність загальної системи керування піднімальною силою, тягою двигуна і літака забезпечує простоту переходу з режиму висіння в горизонтальний політ з М-2;
  • велике значення коефіцієнту піднімальної сили в області задньої крайки крила й оперення, сприятливий характер обтікання (від дії ежекторів) на верхній поверхні на перехідних режимах польоту;
  • дуже короткий розбіг, що дозволяє підвищити вантажопідйомність;
  • використання щитків ежекторів як керуючих поверхонь і аеродинамічних гальм, що сприяє зменшенню маси літака і спрощує подовжнє керування;
  • габарити двигуна складають менш 2/3 габаритів використаних раніше піднімальних двигунів;
  • шляхова стійкість і керованість завдяки великій поверхні гальмових щитків і стабілізаторів близька до аналогічних параметрів сучасних літаків класичної схеми.

Крім специфічної системи рухової установки літаки ВВП характеризує ще одна відмітна риса, а саме необхідність доповнювати схему аеродинамічного керування іншими пристроями, що забезпечують керованість літака при польоті з малою поступальною швидкістю. У літаках "Міраж", наприклад, застосована струминна система керування з 10 соплами, через які під тиском випускається повітря, створюючи реактивну силу регульованої величини. Повітря забирається з компресорів піднімальних двигунів і направляються по спеціальних каналах у сопла, що знаходяться в передній і задній частині фюзеляжу (керування по тангажу), на кінцях крила (керування креном) і з двох сторін кола (керування рисканьєм).

У літаку Vj-101C тяга двигунів регулюється. Ручка керування з'єднана безпосередньо з важелем газу двигунів, тому при зависанні висота регулюється зміною тяги всіх двигунів.

Необхідні кути чи крену атаки досягаються диференціальною зміною тяги двигунів при відхиленні ручки керування у відповідну сторону. подовжнє керування здійснюється збільшенням тяги двигунів у гондолах і одночасно зменшенням тяги фюзеляжних чи двигунів навпаки. Поперечне керування виробляється шляхом диференціальної зміни тяги двигунів у гондолах (при цьому зміна тяги фюзеляжних двигунів не має значення).

Шляхове керування забезпечується за допомогою педалей, що здійснюють поворот гондол для створення необхідного моменту. З метою зменшення впливу величини тяги на стійкість літака застосовується система механізмів, що змінюють кутову швидкість повороту гондол за законом косинуса; для зменшення подовжнього моменту від фюзеляжних двигунів (при переході гондол у горизонтальне положення) виробляється зменшення їхньої тяги по синусі кута повороту гондол.

Прийнята схема забезпечує автоматичний перехід літака з режиму висіння в горизонтальний політ. При досягненні висоти 25-30 м натискання кнопки на важелі газу надає руху системі повороту гондол (на початку зі швидкістю 2 градуси в с., а через 35-40з пілот може збільшити її до 4 градусів у секунду), що викликає зменшення вертикальної і збільшення горизонтальної складової тяги. Перехід до горизонтального польоту звичайно займає ~ 55 c, літак за цей час пролітає 1600 м і досягає швидкості 70 м/с.

При посадці пілот випускає спочатку гальмові щитки, потім шасі і включає обох піднімальних (фюзеляжних) двигунів. При переході гондол у вертикальне положення збільшуються тяга фюзеляжних двигунів і вертикальна складова тяги двигунів у гондолах. Остаточне гальмування до нульової швидкості виробляється шляхом збільшення кута атаки. Звичайно процес посадки триває ~ 60 з, при цьому літак пролітає відстань ~ 2300 м.

З представленої по необхідності коротко проблеми вертикального злету і посадки видно, що літаки ВВП мають дуже складну рухову установку і систему керування. Випливає при цьому нагадати, що максимальна тяга двигунів необхідна у час злету і посадки, а не на основних етапах польоту, для яких призначається велика частина палива.

Застосовувані рухові і керуючі системи, а також особливості техніки пілотування не тільки ускладнюють обслуговування й експлуатацію, але і вимагають підвищеного рівня навчання льотно-технічного складу. Незважаючи на ці недоліки, літаки ВВП можуть служити важливим доповненням до звичайних літаків, тому що їхня поява і розвиток є наслідком пошуків оптимальних рішення задач, продиктованих збільшенням діапазону застосування авіації.

Поновлення досліджень надзвукових літаків ВВП свідчить про тім, сучасний технічний рівень досить високий для створення надійного, малоуразливого літака такого типу з високими експлуатаційними якостями. Незважаючи на високу вартість, у деяких випадках використання літака ВВП може виявитися найбільш економічним і універсальним транспортним чи засобом зброєю, ніж звичайний чи літак вертоліт.


20.11.2011

Провідні компанії та навчальні заклади Пропозиції здобуття освіти від провідних навчальних закладів України та закордону. Тільки найкращі вищі навчальні заклади, компанії, освітні курси, школи, агенції.

Щоб отримувати всі публікації
від сайту «Osvita.ua»
у Facebook — натисніть «Подобається»

Osvita.ua

Дякую,
не показуйте мені це!