Menu
në shtëpiAkordimi i makinave 

Përjetoni drejtimin e një Outlander me një transmetim aktiv S-AWC. Vektori i shtytjes ose disa fjalë për historinë e shfaqjes së avionëve me vektor shtytjeje të kontrolluar të Mitsubishi me ngritje dhe ulje vertikale

Për të kontrolluar vektorin e shtytjes në një motor rakete me shtytje të ngurtë, është jopraktike të montohet i gjithë motori në një pezullim (me përjashtim të mundshëm të motorëve vernier), kështu që projektuesit kanë në dispozicion të tyre

Oriz. 117. Prerëse me hundë

Mbeten zgjidhjet e mëposhtme: instalimi i sipërfaqeve të kontrollit mekanik në grykë që devijojnë rrymën e gazit, rrotullimi i grykës ose pjesës së tij, injektimi sekondar dhe përdorimi i grykave shtesë të kontrollit (të ngjashme me mënyrën se si bëhet kjo në një raketë me lëndë djegëse të lëngshme motor).

Sipërfaqet mekanike të kontrollit përfshijnë, përveç timonëve dhe deflektorëve të gazit të diskutuar më sipër, skedat e zbukurimit rrëshqitës dhe rrotullues të paraqitur në Fig. 117. Efekti i sipërfaqeve devijuese në një avion gazi mund të llogaritet përafërsisht duke përdorur teorinë e rrjedhës supersonike rreth një fletë ajrore, por për të marrë vlera të sakta të forcës së kontrollit (përbërësi i forcës së shtytjes pingul me boshtin e motorit) në varësi të madhësia e devijimit, matjet janë të nevojshme. Gazeta raporton se hundët me një kontroll të tillë rryme gazi bëjnë të mundur marrjen e forcave anësore maksimale që arrijnë komponentin boshtor të shtytjes me riprodhueshmëri të mirë. Përkundër faktit se kontrolli i vektorit të shtytjes me ndihmën e sipërfaqeve mekanike në lëvizje çon në humbje të shtytjes për shkak të rezistencës shtesë dhe kërkon zhvillim të mundimshëm dhe punë teknologjike që synon të sigurojë forcën dhe integritetin e tyre në kushte të presioneve të larta dinamike, temperaturave dhe flukseve të nxehtësisë. u përdorën me sukses në raketa si Polaris dhe Bomark.

Grykat rrotulluese sigurojnë kontrollin mekanik më efikas të avionit të gazit, pasi ato nuk shkaktojnë një ulje të ndjeshme të shtytjes dhe janë konkurruese për sa i përket karakteristikave të masës. Një shembull i përdorimit të një zgjidhjeje të tillë teknike është montimi i katër grykave rrotulluese me një gjilpërë dhe një nyje topash të përdorura në fazën e parë të raketës Minuteman.

Sistemi bëri të mundur kontrollin e vektorit të shtytjes në aeroplanët e kthesës, hapjes dhe rrotullimit pa humbje të dukshme të shtytjes, dhe këndi i devijimit të avionit të gazit varej në mënyrë lineare nga rrotullimi i bllokut të hundës.

Përmirësimi i mëtejshëm i metodave të kontrollit të vektorit të shtytjes shoqërohet me skema më moderne që eliminojnë përdorimin e një gjilpëre dhe pjesët metalike të nxehta lëvizëse të vendosura në grykën e motorit të raketës me lëndë djegëse të ngurtë. Skema të tilla përfshijnë: a) një sistem pezullimi me hundë të tipit "techrol" i zhvilluar për motorët me shtytës të ngurtë të tërheqjeve ndërorbitale (shih Fig. 148 në Kapitullin 11); b) sistemi i kontrollit të vektorit të shtytjes i përdorur në motorin e modulit të përshpejtuesit me një grykë në një pezullim të varur (shih Fig. 150 në Kapitullin 11); c) skema e montimit të grykës në një mbështetëse fleksibël të përdorur në përshpejtuesin e karburantit të ngurtë të anijes hapësinore VKS. Le të shohim më në detaje skemën e fundit.

Në Fig. 118 tregon montimin e pasmë të TTU dhe tregon vendndodhjen e njësive të sistemit të kontrollit të vektorit të shtytjes, dhe në Fig. 119 tregon dizajnin e montimit fleksibël të lidhjes së hundës. Njësia lidhëse është një guaskë e bërë nga materiali elastik fleksibël me 10 guarnicione unazore çeliku me prerje tërthore harkore. Unazat e para dhe të fundit përforcuese janë ngjitur në pjesën e palëvizshme të grykës, e cila është e lidhur me strehimin e motorit. Aktivizuesit rrotullues të hundës mundësohen nga një njësi ndihmëse e fuqisë. Ai përbëhet nga dy njësi të veçanta pompash hidraulike që transmetojnë energji hidraulike në cilindrat e servo të punës, njëra siguron rrotullimin e grykës në rrafshin rrëshqitës dhe tjetra në rrafshin e rrotullimit anësor (Fig. 120). Nëse njëra nga njësitë dështon, fuqia hidraulike e tjetrës rritet dhe ajo rregullon devijimin e grykës në të dy drejtimet. Nga funksionimi i ndarjes së përshpejtuesit deri në hyrjen e tij në ujë, aktivizuesit e mbajnë grykën në një pozicion neutral. Servo cilindrat janë të orientuar nga jashtë në një kënd prej 45° në akset e hapit dhe kthesës së avionit. Vini re se njësia ndihmëse e fuqisë që fuqizon disqet e sistemit të kontrollit të vektorit të shtytjes në motorin e lëndës djegëse të ngurtë në shqyrtim punon me lëndë djegëse të lëngshme me një përbërës - hidrazinë, e cila i nënshtrohet dekompozimit katalitik në një gjenerator gazi në një katalizator në formën e fishekëve alumini të veshura me iridium.

10.3.1. INJEKSIONI DYTËSOR

Një metodë për injektimin e një lënde pune ndihmëse në një grykë të ngurtë shtytës për të kontrolluar vektorin e shtytjes u propozua në fund të viteve 1940. dhe filloi të përdoret në avionë serialë

pajisje në fillim të viteve 1960. Substancat e përdorura për këto qëllime përfshijnë lëngje inerte si uji dhe freon-113, si dhe lëngje që ndërveprojnë me hidrogjenin në produktet e djegies dhe lëndët djegëse me dy përbërës (për shembull, hidrazina

Oriz. 121 ilustron mekanizmin e ndikimit të injektimit në fushën e rrjedhës në grykë. Përveç faktit që lëngu i injektuar zëvendëson një pjesë të gazrave të shkarkimit, injektimi çon në formimin e një sistemi të valëve goditëse (goditja e ndarjes dhe goditja e harkut të induktuar). Komponenti anësor i forcës reaktive lind si pasojë e dy efekteve: së pari, rrjedha e momentit të substancës së injektuar përmes

Oriz. 118. (shih skanimin) Asambleja e poshtme e përshpejtuesit të karburantit të ngurtë VKS Space Shuttle - kabllo energjie (12 copë); 2 - kornizë mbështetëse; 3 - sistemi i kontrollit të vektorit të shtytjes (2 copë); 4 - gargrot; 5 - blloku i hundës së përparme; 6 - ngarkesa e karburantit të ngurtë; 7 - kornizë docking; 8 - njësia e pajisjeve të telemetrisë; 9 - unaza fashë; 10 - motorët e sistemit të ndarjes TTU (4 blloqe); mburojë e nxehtësisë.

(kliko për të parë skanimin)

Oriz. 121. Mekanizmi i injektimit sekondar. 1 - shtresa kufitare; 2 - kërcim i ndarjes; 3 - kufiri i rrjedhës së ndarë; 4 - vrima e injektimit; 5 - valë goditëse e kokës; 6 - kufiri i zonës së injektimit.

vrima, çon në shfaqjen e një force reagimi anësor, së dyti, krijohet një forcë anësore shtesë për shkak të një ndryshimi në shpërndarjen e presionit në murin e grykës; Efekti i dytë rrit komponentin anësor në krahasim me rastin kur lëngu injektohet jo në, por direkt në atmosferën përreth. Për shembull, kur fryn në një hundë, u vërejt një rritje e forcës anësore me 2-3 herë. Efektiviteti i një sistemi të tillë kontrolli të vektorit të shtytjes në rrafshet e drejtimit dhe të hapit për një motor rakete të fortë shtytës me një hundë qendrore varet nga vendndodhja e portës së hyrjes dhe shpejtësia e rrjedhës së substancës së injektuar. Madhësia e komponentit anësor kur një gaz injektohet në një grykë ose një lëng që nuk avullohet mund të llogaritet në një mënyrë tjetër (ndryshe nga ajo e përshkruar në seksionin 10.2), duke përafruar formën e sipërfaqes kufitare midis substancës së injektuar. dhe rrjedha kryesore nga një gjysmë cilindër me bazë hemisferike.

Nga ana e rrjedhës kryesore, në këtë sipërfaqe vepron një forcë presioni, paralel me murin dhe në përpjesëtim me ku është rrezja e cilindrit, presioni mesatar statik në thelbin e rrjedhës. Duke neglizhuar avullimin, përzierjen dhe forcat viskoze në sipërfaqen kufitare, shkruajmë gjendjen e ekuilibrit midis rrjedhës së momentit të lëngut të injektuar, paralel me murin, dhe forcës së presionit:

ku shpejtësia e rrjedhjes (e konsideruar e barabartë me shpejtësinë asimptotike të rrjedhjes së lëngut paralel me murin), asimptotike

shpejtësia e substancës së injektuar. Nëse supozojmë se ajo që arrihet si rezultat i zgjerimit isentropik të lëngut nga presioni i stagnimit në presion, atëherë ky është një parametër i njohur që varet vetëm nga vetitë termodinamike të substancës së injektuar. Prandaj,

Forca normale në mur ka tre komponentë: 1) shpejtësinë normale në daljen e vrimës së hyrjes), 2) ndryshimin midis forcave të presionit në daljen e vrimës në prani dhe mungesë të injektimit dhe 3) ndryshimi ndërmjet integralit mbi sipërfaqen e brendshme të hundës nga presioni në mur me dhe pa injeksion. Në kënde mjaft të vogla të hundës, shprehja për forcën anësore ka formën

ku avyh është gjysmëkëndi i ziles së daljes së grykës, një koeficient pa dimension në varësi të karakteristikave gjeometrike të grykës, vendndodhjes së hyrjes dhe raportit të kapaciteteve specifike të nxehtësisë së substancës në rrjedhën e shkarkimit. Llogaritja duke përdorur këtë formulë përputhet mirë me të dhënat eksperimentale.

Nëse kërkohet kontrolli i vektorit të shtytjes në rrafshin e rrotullimit, atëherë mund të përdorni dy grykë ose të instaloni një palë brinjë të hollë ndarëse gjatësore në prizën e daljes dhe të injektoni lëng përmes vrimave përkatëse. Nga Fig. 122 mund të shihet se vrimat sigurojnë kontroll për hapin, vrimat për animin dhe injektimin ose rrotullimin e nyjeve. Në një tunel ere me ujë si një lëng i injektuar, u krye një studim parametrik i shpërndarjes së presionit në një grykë të tillë dhe ndryshimeve të tij në varësi të raportit të shkallës së rrjedhës dytësore dhe kryesore dhe pozicionit optimal të vrimave të hyrjes për sekondar. u përcaktua injeksioni. Këto rezultate u përdorën më pas për të zhvilluar një pajisje speciale në të cilën u dogj një ngarkesë e vogël monopropelanti bazuar në PCA dhe freon-113 u injektua në grykë (Fig. 123). Motori u instalua në dy kushineta precize, duke e lejuar atë të lëvizte lirshëm (pa fërkim) në rrafshin e rrotullimit. Momenti i rrotullimit u mat duke përdorur dy trarë të salduar pingul me bashkimin e përshtatësit të bashkangjitur në pjesën e përparme të motorit të raketave me lëndë djegëse të ngurtë. Trarët u ngulitën në mënyrë të ngurtë në mbajtëse dhe iu nënshtruan përkuljes kur u aplikua një çift rrotullues. Ura matëse me matës deformimi,

Oriz. 122. Diagrami skematik i grykës qendrore të një motori rakete me lëndë djegëse të ngurtë, duke siguruar kontroll përgjatë tre akseve.

i vendosur mbi trarët, jepte një sinjal që ndryshonte në raport me momentin.

Rezultatet e paraqitura në Fig. 124 tregojnë se vendndodhja e vrimave të hyrjes së substancës së injektuar ka pak efekt në çift rrotullues, duke dhënë devijime prej vetëm 10-15% (kjo nuk është për t'u habitur, pasi pozicioni i vrimave u zgjodh në bazë të provave me një lëng pune të ftohtë ), dhe zvogëlimi i impulsit specifik për shkak të

Oriz. 123. Diagrami i instalimit të stolit.

Oriz. 124. (shih skanimin) Të dhëna eksperimentale mbi varësinë e raportit të çift rrotullues ndaj shtytjes (a) dhe impulsit specifik dhe komponentit aksial shtesë të shtytjes (b) nga shpejtësia e rrjedhës së injektuar.

duke vendosur brinjë gjatësore në grykë, kompensohet me injektim të lëngut dhe me rritjen e rrjedhës së lëngut rritet edhe impulsi specifik.

Sot, avionët e ngritjes dhe uljes vertikale nuk janë më një risi. Puna në këtë drejtim filloi kryesisht në mesin e viteve 50 dhe shkoi në drejtime të ndryshme. Gjatë punës së zhvillimit, u zhvilluan avionë me instalime rrotulluese dhe një sërë të tjerë. Por midis të gjitha zhvillimeve që siguruan ngritjen dhe uljen vertikale, vetëm një mori zhvillim të denjë - një sistem për ndryshimin e vektorit të shtytjes duke përdorur grykë rrotulluese të një motori reaktiv. Në të njëjtën kohë, motori mbeti i palëvizshëm, luftëtarët Harrier dhe Yak-38, të pajisur me termocentrale të ngjashme, u sollën në prodhim të plotë.


Megjithatë, ideja e përdorimit të grykave rrotulluese për të siguruar ngritje dhe ulje vertikale i ka rrënjët në mesin e viteve 40, kur brenda mureve të OKB-155, i kryesuar nga projektuesi kryesor A.I. Mikoyan, me iniciativën e tij, zhvilloi një projekt për një avion të tillë. Autori i tij ishte Konstantin Vladimirovich Pelenberg (Shulikov), i cili punoi në OKB që nga dita e themelimit të saj.

Vlen të përmendet se në vitin 1943 K.E. Pelenberg gjithashtu zhvilloi në mënyrë proaktive një projekt për një luftëtar me një ngritje dhe ulje të shkurtër. Ideja e krijimit të një makinerie të tillë u shkaktua nga dëshira e projektuesit për të zvogëluar distancën e ngritjes në mënyrë që të siguronte punë luftarake nga fushat ajrore të vijës së parë të dëmtuara nga avionët gjermanë.

Në kthesën e viteve 30 - 40, shumë projektues të avionëve i kushtuan vëmendje problemit të zvogëlimit të distancës së ngritjes dhe uljes së një avioni. Sidoqoftë, në projektet e tyre ata u përpoqën ta zgjidhnin atë duke rritur ngritjen e krahut duke përdorur risi të ndryshme teknike. Si rezultat, u shfaqën një larmi modelesh, disa prej të cilave arritën në prototipe. U ndërtuan dhe u testuan biplanë me një krah të poshtëm të tërheqshëm gjatë fluturimit (luftëtarët IS të projektuar nga V.V. Nikitin dhe V.V. Shevchenko) dhe monoplanë me një krah të tërheqshëm gjatë fluturimit (avionët RK të projektuar nga G.I. Bakshaev). Për më tepër, një shumëllojshmëri e gjerë e mekanizimit të krahëve u dorëzua për testim - shirita të tërheqshëm dhe përplasës, lloje të ndryshme përplasjesh, krahë të ndarë dhe shumë më tepër. Megjithatë, këto risi nuk mund të reduktojnë ndjeshëm distancën e ngritjes dhe vrapimit.

Në projektin e tij, K.V. Pelenberg e përqendroi vëmendjen e tij jo në krah, por në termocentral. Gjatë periudhës 1942-1943. ai zhvilloi dhe analizoi me kujdes disa modele luftarake që përdorën një ndryshim në sektorin e shtytjes për shkak të helikave të përkulshme për të shkurtuar ngritjen dhe udhëtimin. Krahu dhe bishti në këto raste ndihmuan vetëm në arritjen e detyrës kryesore.

Luftëtari që u zhvillua përfundimisht ishte një monoplan me dy bum me një pajisje uljeje me tre rrota me një mbështetje të përparme. Trarët e ndarë lidhnin krahun me bishtin, i cili kishte një stabilizues të gjithanshëm. Mbështetësit kryesorë të mjeteve të uljes ishin të vendosura në trarët. Armët e vogla dhe topat ishin vendosur në pjesën e përparme të trupit.

Termocentrali ndodhej në pjesën e pasme të avionit pas kabinës. Fuqia u transmetua përmes një kuti ingranazhi dhe boshtesh të zgjatura në vida shtytëse të çiftuara që kishin kundër-rotacion. Ky i fundit eliminoi çift rrotullues të reagimit dhe rriti efikasitetin e grupit helikë-motor.

Gjatë modaliteteve të ngritjes dhe uljes, helikat e dyfishta, duke përdorur një makinë hidraulike, mund të rrotullohen poshtë në lidhje me boshtin e kutisë së shpejtësisë, duke krijuar kështu një forcë ngritëse vertikale. Dizajni me dy rreze lehtësonte plotësisht lëvizjen e lirë të helikave, ndërsa në pozicionin e devijuar ato ishin pak të hijezuara nga trupi dhe krahu. Kur i afroheshin tokës ose kur fluturonin pranë saj, helikat supozohej të formonin një zonë ajri të dendur nën avion, duke krijuar efektin e një jastëku ajri. Në të njëjtën kohë, efikasiteti i tyre gjithashtu u rrit.

Natyrisht, kur helikat u kthyen nga boshti gjatësor, lindi një moment zhytjeje, por ai u kundërpërgjigj në dy mënyra. Nga njëra anë, devijimi i stabilizatorit gjithëpërfshirës, ​​që vepron në zonën e fryrjes aktive të helikave, në një kënd negativ. Nga ana tjetër, devijimi i konsolës së krahut në rrafshin e kordës përpara nga një kënd që korrespondon me kushtet e balancimit për një drejtim të caktuar të vektorit të shtytjes. Kur avioni u transferua në fluturim horizontal pasi u ngrit në një lartësi të sigurt, helikat u kthyen në pozicionin e tyre origjinal.

Nëse ky projekt do të zbatohej, luftëtari i propozuar mund të kishte një distancë shumë të shkurtër ngritjeje, por për ngritje vertikale fuqia e motorëve që ekzistonin në atë kohë nuk ishte e qartë. Prandaj, për një projekt të tillë, për të reduktuar distancat e ngritjes dhe uljes, si dhe ngritje-ulja përgjatë një trajektoreje të pjerrët afër vertikales, kërkoheshin një ose dy motorë me fuqi të lartë, që funksiononin në mënyrë sinkrone në të njëjtin bosht.

Projektuar nga K.B. Projekti luftarak i Pelenberg është interesant në atë që përdori shtytje me helikë me efikasitet të madh për të krijuar ngritje shtesë për aeroplanin dhe balancimin aerodinamik që ishte i pazakontë për atë kohë - një krah i lëvizshëm ose, siç quhet tani, një krah me gjeometri të ndryshueshme, si dhe një stabilizues i kontrolluar. Është interesante të theksohet se këto dhe disa risi të tjera teknike të propozuara nga projektuesi në këtë projekt ishin dukshëm përpara kohës së tyre. Sidoqoftë, më vonë ata gjetën aplikim të denjë në ndërtimin e avionëve.

Projekti i shkurtër i avionit luftarak të ngritjes dhe uljes mbeti një projekt, por vetëm forcoi dëshirën e autorit për të krijuar një avion vertikal të ngritjes dhe uljes. Konstantin Vladimirovich kuptoi se mundësia e ngritjes vertikale hapi mundësi të paçmueshme taktike për aviacionin ushtarak. Në këtë rast, avioni mund të bazohet në fusha ajrore të pashtruara, duke përdorur zona me përmasa të kufizuara dhe në kuvertën e anijeve. Rëndësia e këtij problemi ishte e qartë edhe atëherë. Përveç kësaj, me rritjen e shpejtësisë maksimale të fluturimit të avionëve luftarakë, në mënyrë të pashmangshme u rritën shpejtësia e uljes së tyre, gjë që e bëri uljen e vështirë dhe të pasigurt, përveç kësaj, u rrit gjatësia e kërkuar e pistave.

Në fund të Luftës së Madhe Patriotike, me shfaqjen në vendin tonë të motorëve reaktivë gjermanë të kapur YuMO-004 dhe BMW-003 dhe më pas motorët Derwent-V, Nin-I dhe Nin-II të blerë nga kompania angleze Rolls-Royce. ", ishte e mundur të zgjidheshin me sukses shumë probleme në industrinë vendase të avionëve reaktivë. Vërtetë, fuqia e tyre ishte ende e pamjaftueshme për të zgjidhur detyrën, por kjo nuk e ndaloi punën e projektuesit të avionit. Në këtë kohë, Konstantin Vladimirovich jo vetëm që punoi në zyrën e projektimit të shefit të projektuesit A.I. Mikoyan, por gjithashtu dha mësim në Institutin e Aviacionit në Moskë.

Për zhvillimin e një luftëtari me ngritje dhe ulje vertikale, i cili përdorte një motor turbojet (TRD) si termocentral, K.V. Pelenberg filloi në fillim të vitit 1946 me iniciativën e tij, dhe nga mesi i vitit projekti i makinës në përgjithësi përfundoi. Ashtu si në projektin e mëparshëm, ai zgjodhi një dizajn me një termocentral fiks, dhe ngritja vertikale u sigurua nga një vektor i ndryshueshëm i shtytjes.

Një tipar i skemës së propozuar ishte se hunda cilindrike e motorit reaktiv përfundonte në dy kanale të ndryshme simetrike, në fund të të cilave u instaluan grykë që rrotulloheshin në një plan vertikal.

Një avantazh i rëndësishëm i pajisjes së propozuar ishte thjeshtësia e dizajnit, mungesa e nevojës për të ndryshuar grykën e vetë motorit dhe lehtësia krahasuese e kontrollit. Në të njëjtën kohë, kthimi i grykave nuk kërkonte më shumë përpjekje dhe pajisje komplekse, si, për shembull, në rastin e ndryshimit të vektorit të shtytjes duke e kthyer të gjithë termocentralin.

Luftëtari i zhvilluar nga Konstantin Vladimirovich ishte një monoplan me një plan urbanistik të modifikuar. Motori më i fuqishëm anglez turbojet "Nin-II" me një shtytje prej 2270 kgf do të shërbente si termocentral në atë kohë. Furnizimi me ajër në të kryhej përmes marrjes së ajrit ballor. Gjatë konfigurimit të makinës, një nga kërkesat kryesore ishte që boshti i vektorit të shtytjes, kur devijonte hundët, të kalonte pranë qendrës së gravitetit të avionit. Në varësi të mënyrës së fluturimit, grykat duhej të rrotulloheshin në këndet më të favorshme që varionin nga 0 në 70°. Devijimi më i madh i hundës korrespondonte me uljen, e cila ishte planifikuar të kryhej në modalitetin maksimal të funksionimit të motorit. Ndryshimi i vektorit të shtytjes supozohej të përdorej gjithashtu për të frenuar aeroplanin.

Ndërkohë, për shkak të vendosjes së termocentralit në një kënd 10-15° në raport me rrafshin horizontal të gjuajtësit, diapazoni i devijimit të grykave nga boshti i motorit varionte nga +15° deri në -50°. Dizajni i propozuar përshtatet mirë në trup. Rrotullimi dhe pjerrësia përkatëse e rrafshit të rrotullimit të grykave bëri të mundur që ato të mos vendoseshin shumë larg njëri-tjetrit. Nga ana tjetër, kjo bëri të mundur rritjen e diametrit të kanaleve - ky parametër mjaft kritik u optimizua duke marrë parasysh pjesën e mesme të trupit në mënyrë që kanalet të përshtaten në dimensionet e tij.

Teknologjikisht, të dy kanalet e lidhura me pjesën fikse, së bashku me mekanizmin e kontrollit të rrotullimit, përbënin një njësi, e cila lidhej me grykën cilindrike të motorit duke përdorur një fllanxhë. Grykat u ngjitën në skajet e kanaleve duke përdorur kushinetat e shtytjes. Për të mbrojtur nyjen e lëvizshme nga efektet e gazrave të nxehtë, skajet e hundës bllokuan hendekun në rrafshin e rrotullimit. Ftohja e detyruar e kushinetave u organizua duke tërhequr ajrin nga atmosfera.

Për të devijuar hundët, ishte planifikuar të përdorej një makinë hidraulike ose elektromekanike e montuar në pjesën e palëvizshme të hundës, dhe një ingranazh me krimba me një sektor ingranazhi të montuar në hundë. Makina e energjisë kontrollohej ose nga piloti nga distanca ose automatikisht. Barazia e këndeve të rrotullimit u arrit me aktivizimin e njëkohshëm të disqeve. Kontrolli i tyre u sinkronizua dhe këndi maksimal i devijimit u fiksua nga një kufizues. Gryka ishte gjithashtu e pajisur me fletë udhëzuese dhe një shtresë të projektuar për ta ftohur atë.

Kështu, avioni i gazit është bërë një mjet mjaft i fuqishëm për të siguruar ngritje dhe ulje vertikale. Përdorimi i tij si një mjet uljeje për një luftëtar me një shtytje motori prej rreth 2000 kgf e zvogëloi zonën e krahut aq shumë sa që mund të shndërrohej në një element kontrolli. Një reduktim i ndjeshëm i dimensioneve të krahut, i cili në numra të lartë Mach, siç dihet, përbën tërheqjen kryesore të avionit, bëri të mundur rritjen e ndjeshme të shpejtësisë së fluturimit.

Pas njohjes me projektin. A.I. Mikoyan këshilloi K.V. Pelenberg për ta regjistruar si shpikje. Dokumentet përkatëse iu dërguan Byrosë së Shpikjeve të Ministrisë së Industrisë së Aviacionit më 14 dhjetor 1946. Në kërkesën e dërguar së bashku me një shënim shpjegues dhe vizatime me titull "Grykë rrotulluese të një motori turbojet", autori kërkoi të regjistrohej propozim si një shpikje "për të siguruar përparësi".

Tashmë në janar 1947, u mbajt një mbledhje e komisionit të ekspertëve në departamentin teknik të MAP nën kryesimin e Kandidatit të Shkencave Teknike V.P. Gorsky. Në komision përfshihej edhe A.N. Volokov, B.I Cheranovsky dhe L.S. Kamennomostsky. Në vendimin e 28 janarit, komisioni konstatoi se ky propozim ishte i saktë në parim dhe rekomandoi që autori të vazhdojë të punojë në këtë drejtim. Krahas kësaj, ajo vuri në dukje se zvogëlimi i sipërfaqes së krahut është i papërshtatshëm, pasi në rast të dështimit të termocentralit, ulja e avionit do të ishte problematike.

Së shpejti, projekti i avionit mori një përpunim konstruktiv në atë masë, saqë kjo i dha autorit bazën për shqyrtimin e tij në TsAGI, CIAM, OKB të Uzinës Nr. 300 dhe organizata të tjera, ku edhe projekti mori një vlerësim pozitiv. Si rezultat, më 9 dhjetor 1950, Aplikimi i K.V. Pelenberg u pranua për shqyrtim nga Zyra e Shpikjeve dhe Zbulimeve nën Komitetin Shtetëror për Futjen e Teknologjisë së Avancuar në Ekonominë Kombëtare. Në të njëjtën kohë, publikimi i shpikjes së propozuar ishte i ndaluar.

Natyrisht, projekti nuk ka mbuluar ende dhe nuk mund të mbulojë menjëherë të gjitha hollësitë që lidhen me krijimin e një avioni që ngrihet vertikalisht. Për më tepër, më duhej të punoja vetëm. Por megjithëse u shfaqën shumë vështirësi teknike dhe probleme të reja, edhe atëherë u bë e qartë se projekti ishte real, se ishte fillimi i një drejtimi të ri në aviacionin modern.

Vetëm hunda rrotulluese nuk i zgjidhi të gjitha problemet që lindin gjatë ngritjes vertikale. Siç thuhet në vendimin e komisionit të ekspertëve të MAP-it,

“...kur ndryshimi i drejtimit të avionit të gazit, do të ndryshojë stabiliteti dhe ekuilibri i avionit, gjë që do të shkaktojë vështirësi në kontroll gjatë ngritjes dhe uljes.”

Prandaj, përveç ndryshimit të vektorit të shtytjes, ishte e nevojshme të zgjidhej çështja e stabilizimit të automjetit, pasi në mungesë të rrjedhës së ajrit rreth krahut dhe bishtit, ata nuk luanin më rolin e stabilizuesve.

Për të zgjidhur këtë problem, Konstantin Vladimirovich përpunoi disa opsione stabilizimi. Së pari, çekuilibri i avionit kur vektori i shtytjes devijohet gjatë fluturimit mund të kundërshtohet duke ndryshuar këndet e sulmit të stabilizatorit. Së dyti, me shpejtësi të ulët fluturimi, ai propozoi përdorimin e një pajisjeje reaktiv shtesë (autonome ose duke përdorur shkarkimin e gazit nga pjesa pas kompresorit të motorit). Puna në metodën e dytë ishte një detyrë e frikshme, pasi pa kërkime dhe pastrim në një tunel me erë ishte e pamundur të gjykohej sjellja e avionit me një avion gazi të devijuar pranë tokës.

Fakti është se kur ndodhin shqetësime fillestare tërthore pranë tokës, përshpejtimet këndore të krahut rriten shpejt, gjë që çon në kënde kritike të rrotullimit të avionit. Kur kontrollon manualisht stabilizimin anësor, piloti, për arsye subjektive, nuk ka kohë të reagojë në kohë ndaj shfaqjes së rrotullës fillestare. Si rezultat i vonesës në hyrjen e kontrollit, si dhe një inercie të caktuar të sistemit, kontrolli manual nuk mund të garantojë një restaurim të shpejtë dhe të besueshëm të balancimit anësor të dëmtuar. Për më tepër, rrjedha e gazit që zbret nga motori reaktiv, duke kapur masat e ajrit ngjitur, bën që ajri të rrjedhë nga sipërfaqja e sipërme e krahut në atë të poshtme, duke bërë që presioni në majë të krahut të rritet dhe të ulet poshtë tij. Kjo redukton ngritjen e krahut, zvogëlon amortizimin dhe e bën të vështirë stabilizimin e avionit në rrotullim. Prandaj, në veçanti, kontrolli i rrotullimit kërkon dy herë më shumë ndjeshmëri sesa kontrolli i hapit.

Në këtë drejtim, në vitin 1953 K.V. Pelenberg zhvilloi një sistem stabilizimi anësor për projektin e tij luftarak VTOL. E veçanta e tij ishte përdorimi i dy xhirostabilizuesve të rrotullimit në avion, të cilët vendoseshin në krah (një në secilën tastierë) në distancën maksimale nga boshti gjatësor i makinës. Për funksionimin e tyre, u përdor një pjesë e energjisë së avionit të gazit të motorit turbojet. Sistemi u vu në funksion me ndihmën e xhiroskopëve, të cilët janë sensorë të pozicionit të stabilizuar të avionit në rrotull dhe në të njëjtën kohë shpërndarës të drejtimit të rivendosjes së forcave reaktive.

Kur avioni rrotullohej, xhirostabilizuesit krijuan dy momente të barabarta reaktive të aplikuara në tastierë dhe që vepronin në drejtim të kundërt me rrotullën, ndërsa rrotullimi i avionit rritej, momentet e rikthimit u rritën dhe arritën vlerën e tyre maksimale kur u arrit këndi maksimal i lejueshëm i rrotullimit. kushtet e sigurisë. Një sistem i tillë kishte përparësinë se vihej në funksion automatikisht, pa pjesëmarrjen e pilotit dhe pa lidhje të ndërmjetme, ishte pa inerci, kishte ndjeshmëri të lartë dhe gatishmëri të vazhdueshme për punë, si dhe krijonte kushte për amortizimin aerodinamik të krahut.

Stabilizuesit e xhiro-gazit u vunë në punë gjatë mënyrave të ngritjes dhe uljes njëkohësisht me rrotullimin e grykave kryesore të motorit turbojet dhe transferimin e motorëve në shtytje vertikale. Për stabilizimin e avionit në të tre akset, në këtë moment është vënë në funksion edhe sistemi i stabilizimit të pishinës. Për të ndezur stabilizuesit e rrotullës, piloti hapi damperët e vendosur në pjesën e turbinës së motorit reaktiv. Një pjesë e fluksit të gazit, e cila në këtë vend kishte një shpejtësi rreth 450 m/s, u vërsul në gazsjellësin dhe prej andej në xhirobllok, i cili e drejtoi në drejtimin e nevojshëm që rrotulla të ngrihej. Kur hapeshin kapakët, këmisha e sipërme dhe e poshtme hapen automatikisht, duke mbuluar prerjet në krah.

Në rast se krahu i avionit zinte një pozicion rreptësisht horizontal në lidhje me boshtet gjatësore dhe tërthore, dritaret e sipërme dhe të poshtme të xhiroblloqeve të djathta dhe të majta ishin të hapura në gjysmën e madhësisë së tyre. Rrjedhat e gazit dilnin me shpejtësi të barabartë lart e poshtë, duke krijuar forca të barabarta reagimi. Në të njëjtën kohë, dalja lart e gazit nga xhiroblloku parandaloi rrjedhën e ajrit nga sipërfaqja e sipërme e krahut në atë të poshtme dhe, për rrjedhojë, vakuumi mbi krah u ul kur u devijua vektori i shtytjes së motorit.

Kur u shfaq një rrotull, amortizuesi i stabilizatorit të xhiro-gazit në tastierën e krahut të ulur uli prodhimin e gazit lart dhe rriti prodhimin e gazit poshtë, dhe e kundërta ndodhi në tastierën e ngritur. Si rezultat, forca reaktive e drejtuar lart në tastierën e ulur u rrit dhe u krijua një moment rikuperimi. Në tastierën e krahut në rritje, përkundrazi, forca reaktive që vepron në rënie u rrit dhe u ngrit një moment i barabartë rivendosjeje, duke vepruar në të njëjtin drejtim. Kur rrotulla ishte afër asaj maksimale të sigurt, amortizuesit e xhiros së bllokut u hapën plotësisht - në tastierën e ulur për të lejuar që gazi të rrjedhë poshtë, dhe në tastierën e ngritur për të lejuar që gazi të rrjedhë lart, si rezultat i të cilit lindën dy momente të barabarta, duke krijuar një moment rikuperimi total.

Pjesa kryesore e stabilizatorit të zhvilluar ishte njësia xhiroskopike. Boshti i boshtit të tij të përparmë ishte ngjitur në mënyrë të ngurtë në kutinë e jashtme dhe boshti i boshtit të pasmë ishte i lidhur fort me marrësin e gazit. Boshtet e boshtit siguruan xhirobllok me rrotullim të lirë në lidhje me boshtin, i cili, kur instalonte stabilizuesin e rrotullës në krah, duhej të pozicionohej rreptësisht paralel me boshtin gjatësor të avionit. Në rrafshin e lidhjes së marrësit të gazit me hirobllokun kishte një dritare në formë, pjesërisht e mbyllur në fund dhe në krye me një damper. Në këtë aeroplan, xhirobllok dhe marrësi i afroheshin njëri-tjetrit me një hendek minimal, duke siguruar rrotullim të lirë të xhirobllokit. Për të shmangur rrjedhjet e panevojshme të gazit, avioni i bashkimit kishte një vulë labirinti.

Marrësi kishte një mekanizëm të shpërndarjes së gazit. Roli i tij ishte të drejtonte rrjedhën e gazit nga linja kryesore në dhomat e sipërme ose të poshtme të xhirobllokit, i cili më pas derdhej përmes dritareve midis teheve të disqeve të xhirobllokimit. Në varësi të drejtimit të rrotullimit të bllokut, amortizuesi mbylli ose dritaren e sipërme ose atë të poshtme, duke transferuar gazin nga linja kryesore në njërën nga dhomat. Kur xhiroskopi funksiononte, blloku mbante vazhdimisht një pozicion horizontal, dhe rrotullimi i damperit dhe anashkalimi i gazit në dhoma ndodhi si rezultat i rrotullimit të marrësit të gazit në lidhje me boshtin tërthor të shkaktuar nga animi i krahu. Sa më i madh të jetë këndi i rrotullimit, aq më shumë hapet njëra dritare dhe mbyllet tjetra.

Gyroblock u instalua në një kuti të ngurtë, mbi të cilën u ngjitën dy palë mburoja duke përdorur mentesha, duke mbuluar prerjet në krah në krye dhe në fund. Në pozicionin e mbyllur, fletët përshtaten fort me rrasat dhe pjesën tjetër të sipërfaqes së krahut, pa e shqetësuar konturin e saj. Ato u hapën edhe nga piloti njëkohësisht me valvulën e gazit të motorit reaktiv.

Xhirostabilizuesit u montuan në konzolat e krahëve në atë mënyrë që rrafshet e xhiroskopëve të shtriheshin në rrafshin e akseve gjatësore dhe tërthore të avionit. Për avionët me përmasa relativisht të vogla, të cilët mund të kenë kënde të konsiderueshme lëkundjeje në hap, për të shmangur fenomenin e precesionit të xhiroskopit, ishte planifikuar të futej një lidhje paralelograme midis akseve tërthor të xhirobllokut të djathtë dhe të majtë për t'i mbajtur ato së bashku.

Sipas llogaritjeve, stabilizimi anësor i një luftëtari vertikal të ngritjes me peshë 8000 kg me një raport shtytje-peshë të avionit të barabartë me një dhe fuqi të marrë nga motori turbojet prej 3-4% mund të sigurohet nga xhirostabilizuesit e vendosur 2.25 m nga boshti gjatësor Në këtë rast, ato ishin me diametër të mjaftueshëm 330 mm, lartësia - 220 mm, gjatësia e kutisë së jashtme - 350 mm, gjerësia e kutisë së brendshme - 420 mm, diametri i tubacionit të gazit - 142 mm, distanca midis akseve të boshtit. blloku dhe tubacioni i gazit - 295 mm. Instalime të tilla krahësh mund të krijojnë momente korrigjimi prej 100 kgm secili në një kënd rrotullimi prej 10° dhe 220 kgm në një kënd rrotullimi 25-30°.

Sidoqoftë, ky projekt vertikal luftarak i ngritjes dhe uljes nuk ishte i destinuar të realizohej në atë kohë - ai ishte gjithashtu shumë përpara aftësive teknike të asaj kohe. Dhe qarqet zyrtare ishin shumë skeptikë për të. Meqenëse në BRSS ekonomia e planifikuar, e cila u ngrit në një nivel absolut, me sa duket nënkuptonte edhe shpikje të planifikuara, kishte gjithmonë mungesë të kapitalit qarkullues falas në zyrat e projektimit për R&D të tyre në shkallë të gjerë. Kështu, projekti iniciativ për një avion vendas me ngritje vertikale dhe udhëtim mbeti në letër në të ardhmen.

Ndërkohë, në Mbretërinë e Bashkuar u mor më seriozisht ideja e zhvillimit të një avioni vertikal me ngritje dhe udhëtim (VTOL). Në vitin 1957, kompania "Hauker Siddley" filloi në mënyrë proaktive të zhvillonte një avion të tillë dhe megjithëse nuk kishin përvojë në krijimin e makinerive të kësaj klase, vetëm pas tre vjetësh u ngrit luftarak eksperimental R. 1127 "Kestrel". Dhe gjashtë vjet më vonë, në bazë të tij u ndërtua një avion sulmues eksperimental Harrier - një prototip i automjeteve me të njëjtin emër, i miratuar tani jo vetëm nga Forcat Ajrore Mbretërore Britanike, por edhe nga vendet e tjera të botës.

Në Bashkimin Sovjetik, ndoshta vetëm LII studioi në të vërtetë mundësinë e krijimit të një avioni vertikal të ngritjes dhe uljes. Në vitin 1958, një grup i udhëhequr nga A.H. Rafaelianët zhvilluan dhe ndërtuan një pajisje eksperimentale të quajtur "Turbolet".

Fluturimet e tij vërtetuan mundësinë themelore të krijimit të një avioni me kontroll avion në mënyrat vertikale të ngritjes, fluturimit dhe uljes, si dhe gjatë kalimit në fluturim horizontal. Megjithatë, ideja e krijimit të një avioni vertikal të ngritjes dhe uljes nuk kishte pushtuar ende mendjet e autoriteteve zyrtare, megjithëse "portofoli" i projektuesve vendas përfshinte një projekt për një avion të tillë dhe përvojën e grumbulluar gjatë testimit. të “Turbolet”.

Ishte vetëm në fund të vitit 1960, kur avioni R. 1127 Kestrel tashmë po fluturonte dhe publikimet e para të detajuara për të dukej se ai dukej se "depërtoi" në qarqet zyrtare. Komiteti Qendror i CPSU dhe Këshilli i Ministrave të BRSS menduan seriozisht dhe vendosën edhe një herë të "kapin dhe kapërcejnë Perëndimin në kalbje". Si rezultat, pas gati një viti korrespondencë midis të gjitha organizatave të interesuara, puna për projektimin dhe ndërtimin e një avioni vertikal të ngritjes dhe uljes, në bazë të Rezolutës së tyre të përbashkët të 30 tetorit 1961, iu besua OKB-115. nga projektuesi kryesor A.S. Yakovleva. Zhvillimi i termocentralit iu besua OKB-300, projektuesi kryesor S.K. Tumansky. Vërtetë, vlen të përmendet se në vitin 1959, Zëvendëskryetari i Këshillit të Ministrave të BRSS D.F. Ustinov, Kryetar i Komitetit Shtetëror për Teknologjinë e Aviacionit P.V. Dementiev dhe Komandanti i Përgjithshëm i Forcave Ajrore SA K, A. Vershinin përgatiti një draft Rezolutë, në të cilën ata planifikuan t'i besonin krijimin e një luftëtari eksperimental me ngritje dhe ulje vertikale në Byronë e Projektimit të Shefit Dizajnues G.M. Berneva.

Në vjeshtën e vitit 1962, i pari nga tre prototipet e avionit, i quajtur Yak-Zb, i destinuar për teste në stol laboratorike, u largua nga dyqani i montimit më 9 janar 1963, piloti testues Yu.A. Garnaev kreu varjen e parë të lidhur në kopjen e dytë të Yak-Z6, dhe më 23 qershor - falas. Gjatë testeve Yu.A. Garnaev u zëvendësua nga piloti testues V.G. Mukhin, i cili më 24 mars 1966 kreu fluturimin e parë vertikal të ngritjes dhe uljes në makinën e tretë eksperimentale. Termocentrali Yak-Zb fuqizohej nga dy motorë turbojet R-27-300 të pajisur me grykë rrotulluese. Më pas, përvoja e ndërtimit dhe testimit të avionit eksperimental Yak-36 shërbeu si bazë për krijimin e avionit luftarak VTOL Yak-38 (Yak-ZbM), i cili u vu në prodhim serik dhe u përdor nga aviacioni i Marinës.

Ndërkohë, më 29 gusht 1964 (18 vjet më vonë!) Komiteti Shtetëror i Shpikjeve dhe Zbulimeve nxori K.V. Certifikata e së drejtës së autorit Shulikov (Pelenberg) nr. 166244 për shpikjen e një grykë rrotulluese të motorit reaktiv me prioritet të datës 18 dhjetor 1946. Megjithatë, në atë kohë BRSS nuk ishte anëtare e organizatës ndërkombëtare për shpikje dhe zbulime, prandaj ky projekt nuk mund të merrte njohje në mbarë botën, pasi e drejta e autorit zbatohej vetëm në territorin e BRSS. Në këtë kohë, dizajni i grykës rrotulluese kishte gjetur aplikim praktik në inxhinierinë e avionëve dhe ideja e një avioni me ngritje vertikale po bëhej e përhapur në aviacionin botëror. Për shembull, i lartpërmenduri anglez R.1127 Kestrel ishte i pajisur me një motor turbojet Pegasus me katër hundë rrotulluese.

Në tetor 1968, P. O. Sukhoi, në byronë e projektimit të të cilit punonte Konstantin Vladimirovich në këtë kohë, i dërgoi një peticion S. K. Tumansky për t'i paguar autorit një shpërblim, pasi ndërmarrja e drejtuar nga ky i fundit kishte zotëruar prodhimin serik të motorëve reaktiv me një pajisje hundëz. bërë sipas K.V të propozuar. Skema Shulikov. Siç theksoi në fjalimin e tij Pavel Osipovich, për nga rëndësia teknike, kjo shpikje ishte një nga më të mëdhatë që janë bërë në fushën e teknologjisë së aviacionit.

Dhe më 16 maj 1969, apeli i P. O. Sukhoi u mbështet nga A. A. Mikulin, i cili theksoi se shpikja e K.V. Shulikov u rishikua prej tij në vitin 1947 dhe "u konsiderua si një zgjidhje e re teknike interesante që premton në të ardhmen një perspektivë reale të përdorimit të shtytjes së motorit për të lehtësuar ngritjen dhe uljen e avionëve". Për më tepër, në këtë kohë, ishin marrë përfundime pozitive për projektin VTOL të vitit 1946 nga CIAM (Nr. 09-05, datë 12 Prill 1963, nënshkruar nga V.V. Yakovlevsky), TsAGI (Nr. 4508-49, datë 16 janar 1966, nënshkruar G.S. Byushgens), këshilli teknik i OKB-424, si dhe vendimi i BRIZ MAP (dt. 22.07.1968).

Kërkesa për pagesën e shpërblimit për shpikjen e hundës rrotulluese u shqyrtua në një mbledhje të këshillit teknik OKB-300 të mbajtur më 10 tetor 1969. Gjatë diskutimit u konstatua se i propozuar K.V. Skema e hundës rrotulluese të Shulikov u prezantua për herë të parë në BRSS në motorin R-27-300 (botimi 27), domethënë përdorimi i tij bëri të mundur krijimin e modelit të parë vendas të kësaj klase. Përveç kësaj, kjo skemë u zhvillua gjithashtu tre herë nga zhvillimi i motorit P-27B-300 (ed. 49). Në konfirmim të kësaj, këshillit teknik 0KB-ZO0 iu paraqit një akt për zbatimin e shpikjes me certifikatë të së drejtës së autorit nr.166244, i hartuar nga kreu i OKB M.I. Markov dhe përfaqësuesi përgjegjës i BRIZ OKB I.I. Motin, Akti vuri në dukje se

Meqenëse motorët e krijuar sipas kësaj skeme ishin një drejtim i ri premtues në zhvillimin e teknologjisë, honorari u vendos në 5000 rubla. Kështu, këshilli teknik i OKB-300 pranoi se puna e K.V. Shulikova formoi bazën për krijimin e avionit të parë vendas me ngritje dhe ulje vertikale.

Duke marrë parasysh këtë, këshilli shkencor dhe teknik i Drejtorisë Teknike të MAP, i kryesuar nga IT. Zagainova në tetor 1969 e konsideroi atë të ligjshme

“të njohin përparësinë në zhvillimin teknik të projektit për avionin e parë që ngrihet vertikalisht në teknologjinë vendase të aviacionit”.

Bazuar në rëndësinë e madhe teknike dhe perspektivat që kishte kjo shpikje, e cila parashikoi ardhjen e aviacionit vertikal të ngritjes dhe uljes për shumë vite në vijim, si dhe përparësinë që rezulton e aviacionit vendas në zhvillimin e kësaj fushe të teknologjisë, shkencore dhe këshilli teknik e vlerësoi atë si një përmirësim teknik të afërt për sa i përket rëndësisë së tij për zbulimin teknik dhe rekomandoi që autorit t'i paguhet shpërblimi i duhur.

Ky është një histori e shkurtër e projektit të parë të avionit të ngritjes vertikale në botë. Dhe megjithëse ideja e një inxhinieri dhe projektuesi të shquar K.V., i apasionuar pas konceptit teknik. Shulikov në Bashkimin Sovjetik nuk ishte i mishëruar në metal, kjo nuk ul të drejtat e autorit dhe shkencës dhe teknologjisë së aviacionit vendas ndaj përparësisë në krijimin e aviacionit të ngritjes vertikale.

Në përgatitjen e botimit u përdorën materialet dokumentare të siguruara me dashamirësi nga K.V. Shulikov nga arkivi i tij personal, si dhe dokumente nga Arkivi Shtetëror Rus i Ekonomisë.

Curriculum Vitae

SHULIKOV (PELENBERG) Konstantin Vladimirovich

Konstantin Vladimirovich Shulikov (Pelenberg) lindi në 2 dhjetor 1911, në qytetin e Pskov në familjen e një ushtaraku. Në vitin 1939, ai u diplomua me nderime në departamentin e inxhinierisë së avionëve të Institutit të Aviacionit të Moskës me kualifikimin e inxhinierit mekanik. Aktivitetet e tij praktike në industrinë e aviacionit K.V. Shulikov filloi në 1937, duke kombinuar punën me studimet në institut. Si punonjës i Byrosë së Projektimit të Kryeprojektuesit N.N. Polikarpov, ai shkoi nga një inxhinier projektimi në kreun e sektorit të krahut KB-1. Mori pjesë në projektimin dhe ndërtimin e luftëtarëve I-153 Chaika dhe I-180.

Nga dhjetori 1939 deri në 1951 K.V. Shulikov punoi në Byronë e Dizajnit të Kryeprojektuesit A.I. Mikoyan, ku mori pjesë aktive në zhvillimin dhe ndërtimin e luftëtarëve MiG-1, MiG-3, I-250, I-270, MiG-9, MiG-15, MiG-17, MiG-8 eksperimentale "Duck". ” dhe avionë të tjerë. Në pranverën e vitit 1941 dërgohet si pjesë e brigadës së uzinës nr.1 me emrin. Aviakhim është në dispozicion të Forcave Ajrore të Qarqeve Speciale Ushtarake Perëndimore dhe Baltike për të ndihmuar personelin teknik të fluturimit të njësive luftarake në zotërimin e luftëtarëve MiG-1 dhe MiG-3. Detyra e ekipit përfshinte gjithashtu eliminimin e mangësive të identifikuara gjatë operimit dhe rafinimin e pajisjeve sipas buletineve të prodhuesit. Gjatë Luftës së Madhe Patriotike, Konstantin Vladimirovich mori pjesë në restaurimin e luftëtarëve MiG-3, të cilët ishin në shërbim me regjimentet e aviacionit të Forcave Ajrore të Frontit Perëndimor dhe Mbrojtjes Ajrore të 6-të IAK të Moskës. Në vitin 1943, ai zhvilloi një teknologji për prodhimin e rezervuarëve të karburantit të butë.

Paralelisht me punën e tij në OKB-155, nga viti 1943 deri në 1951, K. V. Shulikov bëri shumë mësimdhënie me kohë të pjesshme në Institutin e Aviacionit të Moskës, ku ishte anëtar i departamentit të Dizajnit të Avionëve. Ka mbajtur rreth 600 orë leksione për projektimin e avionëve për studentët e vitit të 5-të, ka qenë gjithashtu mbikëqyrës i projekteve të diplomave, recensues dhe ka marrë pjesë në zhvillimin e mjeteve mësimore për studentët dhe maturantët.

Në vitin 1951, në përputhje me urdhrin e MAP, Konstantin Vladimirovich u transferua për të punuar në Aviastroyspetstrust Nr. 5, dhe në 1955 - në dispozicion të OKB-424 të uzinës Nr. 81 të MAP. Në vitin 1959, ai u transferua në Byronë e Projektimit të General Designer S.A. Lavochkin, ku ai drejtoi zhvillimin dhe organizimin e një pike automatike udhëzuese për sistemin e raketave Dal në terrenin e stërvitjes Saryshagan në zonën e liqenit Balkhash. Që nga viti 1968 K.V. Shulikov vazhdoi karrierën e tij në Byronë e Dizajnit të Projektuesit të Përgjithshëm P.O. Sukhoi. Ai ishte një pjesëmarrës aktiv në zhvillimin dhe ndërtimin e avionit T-4 supersonik me raketa.

Nga viti 1976 deri në 2003, Konstantin Vladimirovich punoi në Shoqatën e Kërkimit dhe Prodhimit Molniya, të kryesuar nga G. E. Lozino-Lozinsky. Ai mori pjesë në projektimin dhe krijimin e anijes kozmike të ripërdorshme "Buran", mostrave të saj analoge dhe eksperimentale. Shumë nga zgjidhjet teknike që ai propozoi u pranuan për zhvillim dhe prodhim.

K.V. Shulikov zotëron një numër punimesh shkencore dhe më shumë se 30 shpikje në fushën e aviacionit dhe astronautikës. Me pjesëmarrjen e tij (përbashkët TsAGI, TsNII-30 MO, NII-2 MAP), u krye puna kërkimore në "Kërkimin e kompleksit të hapësirës ajrore për lëshimin ajror të raketave", duke përfshirë "Studimin e paraqitjes së përforcuesit të avionëve të produkti “100” V.N. Chelomeya bazuar në avionin supersonik T-4." Ai zhvilloi një projekt për një avion vertikal të ngritjes dhe uljes, projekte për sisteme të ndryshme në fushën e stabilizimit dhe kontrollueshmërisë së avionëve, një projekt për një platformë stabilizuese për një stacion astronomik në lartësi të lartë të Akademisë së Shkencave të BRSS për ngritjen e një teleskop i madh me peshë 7.5 tonë në stratosferë, një projekt për një shkallë të fryrë për kozmonautët për të punuar në hapësirën e jashtme dhe të tjera.

Ladoga-9 UV

Kohët e fundit ai ka zhvilluar projekte për avionët amfib me shumë qëllime dymotorëshe “Ladoga-bA” me 6 ulëse dhe “Ladoga-9I” me 9-11 ulëse. Në 1997, projekti i avionëve amfib Ladoga-bA iu dha Medalja e Artë në ekspozitën botërore Bruksel-Eureka-97.

Në sllallom, rrotullat janë identike, domethënë janë edhe të larta, por nuk ka asnjë gjurmë nëndrejtimi! Me të njëjtën shpejtësi ku versioni "josistematik" po rrëshqiste pjesën e përparme me gjithë fuqinë e tij, Outlander Sport thjesht kthehet dhe vazhdon. Kontrasti është veçanërisht i dukshëm në një hark me një rreze në rënie, ku sjellja e makinës dukej krejtësisht joreale. Nëse versioni i rregullt vështirë se mund ta përfundonte këtë ushtrim me një shpejtësi prej 30 km/h, atëherë modifikimi i ri, i cili ka S-AWC, e përfundoi lehtësisht me 40 km/h.

Makina sillet shumë më e sigurt si në rreth (rrëshqitja fillon më vonë) ashtu edhe gjatë "rirregullimit", i cili gjithashtu mund të kryhet me një shpejtësi më të lartë dhe, ndryshe nga versioni i rregullt, pothuajse pa lëvizje. Shkurtimisht, sjellja e Outlander Sport në mënyra ekstreme nuk mund të quhet asgjë tjetër veçse e mrekullueshme - kryqëzimi duket se injoron ligjet e fizikës. Tani le të shohim nëse ndryshimi do të jetë i dukshëm kur vozitni në rrugë publike.

Pothuajse një atlet

Së pari, le të kujtojmë ndjesitë e drejtimit të një Outlander të rregullt, pa prefiksin Sport në emër, domethënë pa S-AWC. Crossover qëndron në mënyrë të përsosur në një vijë të drejtë, injoron gungat dhe gërvishtjet, por kur futet shpejt në qoshe, shoferi ka një ndjenjë pasigurie për shkak të rrotullimeve të mëdha dhe mungesës së forcës reaktive në timon. Por nëse vozitni me qetësi, gjithçka kthehet në normalitet. Butësia e udhëtimit është e shkëlqyeshme, megjithëse shasia nuk mund të përballojë më asfaltin e thyer sinqerisht. Megjithatë, në afërsi të Shën Petersburgut, ku u zhvillua testi, rrugët janë aq të këqija në disa vende sa është koha për të drejtuar një tank dhe jo një makinë. Ndër mangësitë, vërej një përkeqësim të qartë të butësisë së lëvizjes në divanin e pasmë në krahasim me sediljet e përparme. Përveç kësaj, pasagjerët e rreshtit të dytë mezi i dëgjojnë ata që janë ulur përpara për shkak të zhurmës së fortë të gomave.

Vlen të thuhet se kjo makinë është prodhuar në vitin 2013. Dhe në vitin 2014, kryqëzimi mori përmirësime shumë të rëndësishme. Kështu që unë kam mundësinë jo vetëm të zbuloj se si lëviz modifikimi Outlander Sport, por edhe të vlerësoj risi të tjera në praktikë. Para së gjithash, vërej një pezullim më të montuar, i cili filloi të përsëriste mikroprofilin e asfaltit në pak më shumë detaje. Por shasia e përditësuar i përballon më mirë ndikimet serioze dhe është më rezistente ndaj rrotullimit në kushte normale drejtimi. Që nga viti 2014, të gjitha modifikimet e Outlander e kanë marrë këtë pezullim.

Por timoni më i ngushtë është prerogativë ekskluzive e versionit Outlander Sport. Dhe ndjesia e makinës është bërë krejtësisht e ndryshme: është sikur ka tendosur muskujt e saj dhe nuk ndihem më i pasigurt kur kthej shpejt kthesat. Për më tepër, sjellja e crossover-it ka nota sportive! Më pëlqen kjo makinë shumë më mirë.

Përveç kësaj, komoditeti për pasagjerët e pasmë është përmirësuar ndjeshëm, kryesisht akustik. Të gjitha modifikimet e Outlander 2014 morën izolim shtesë të zërit, dhe kjo është e dukshme për veshin e zhveshur - tani mund të flas me qetësi me shoferin ndërsa jam ulur në sediljen e pasme. Dhe pezullimi më i ngurtë, çuditërisht, doli të ishte më pak i lëkundur. Po, po, kjo ndodh kur shasia është konfiguruar saktë.

Sa i përket S-AWC, funksionimi i tij nuk ndihet fare gjatë drejtimit normal. Kjo është për t'u pritur. Sistemi e bën punën e tij pa u vënë re, për çka i bëhet nder dhe lëvdata. Me pak fjalë, Mitsubishi Outlander po përmirësohet çdo vit. Në vitin 2015, crossover do t'i nënshtrohet një përditësimi global. Pra, ne jemi në pritje të një takimi të ri.

Karakteristikat teknike të Mitsubishi Outlander Sport 3.0

Sistemet e kontrollit për parametrat përfundimtarë të trajektores së avionit (raporti i shtytjes dhe komponentit)

Detyrat kryesore të automatizimit të motorit të raketave me motor të lëngshëm dhe përbërja e tij

Rregullimi i proceseve dhe mënyrave të funksionimit të motorëve të lëngshëm shtytës

Në një motor rakete me karburant të lëngshëm, pavarësisht nga sistemi i furnizimit me karburant, të gjitha operacionet për mirëmbajtjen dhe përgatitjen për nisje, vetë nisjen, daljen dhe funksionimin në modalitet, mbylljen dhe operacionet e tjera kryhen automatikisht, d.m.th. pa ndërhyrje njerëzore (të siguruar nga një sistem automatizimi).

Në automatizimin e motorëve të raketave me shtytës të lëngshëm, ekzistojnë tre funksione kryesore: menaxhimi, rregullimi dhe mirëmbajtja e motorit. Në rastin e parë, sistemi i kontrollit automatik (ACS) siguron ekzekutimin e çdo operacioni, për shembull, fillimin e motorit. Këtu, duke ndezur rreptësisht në mënyrë sekuenciale njësi dhe sisteme të ndryshme, motori "sillet" në një mënyrë të caktuar funksionimi. Në rastin e dytë, sistemi i kontrollit automatik (ACS) siguron mirëmbajtjen dhe ndryshimin sipas një programi të caktuar të çdo parametri, për shembull, vlera e shtytjes. Së fundi, në rastin e tretë, sistemi i automatizimit duhet të sigurojë mirëmbajtjen e motorit, për shembull, para fillimit, të monitorojë mbushjen e përbërësve të lëngshëm dhe të gaztë, presionin e tyre , pozicioni dhe gjendja e njësive, elementeve dhe sistemeve të ndryshme të motorit dhe gatishmëria e tyre për të nisur, etj.

Nga të gjitha këto funksione automatizimi, detyrat e tij të menjëhershme janë:

1) rregullimi dhe ndryshimi i vlerave të shtytjes dhe raporteve të përbërësve;

2) kontrolli i operacioneve të fillimit dhe ndalimit;

3) kontrollin dhe rregullimin e funksionimit të sistemeve të presionit të rezervuarëve;

4) kontrolli i funksionimit të sistemit të kontrollit të vektorit të shtytjes;

5) sigurimin e kontrollit dhe menaxhimit të funksionimit të të gjithë motorit në tërësi.

Arritja e avionit në pikën përfundimtare të pjesës aktive të shtegut të fluturimit balistik me saktësinë e kërkuar nuk sigurohet nga metodat konvencionale të kontrollit të lëvizjes së qendrës së masës së avionit. Me metodën e zakonshme nënkuptojmë formimin e impulsit të kërkuar të shtytjes së një motori rakete të lëngët shtytës për shkak të dozimit të saktë të kohës së funksionimit të motorit. Supozohet se shtytja mbetet konstante me kalimin e kohës. Supozimi i fundit për motorët e raketave me shtytës të lëngshëm nuk përmbushet, pasi kur avioni lëviz nga niveli i sipërfaqes së tokës në lartësinë e kërkuar të fluturimit, presioni dhe temperatura e mjedisit ndryshojnë ndjeshëm. Lapat e kontrollit të motorit nuk janë në gjendje të kompensojnë këto ndryshime sepse ato nuk marrin parasysh ndryshimet në kushtet e mjedisit. Për të siguruar saktësinë e kërkuar të parametrave të lëvizjes së avionit në fund të pjesës aktive të trajektores, përdoren sisteme speciale të kontrollit për të kontrolluar parametrat përfundimtarë të trajektores së avionit. Parametrat përfundimtarë të trajektores së fazës aktive të fluturimit të avionëve balistikë dhe transportuesve të anijeve kozmike janë: shpejtësia e avionit në fund të fazës aktive të fluturimit V te masa përfundimtare e avionitt te Dhe këndi i prirjes së boshtit gjatësor të avionit në raport me vijën e horizontit në një pikë të caktuar të sipërfaqes së Tokës θ te , shih fig. 6.1.




Oriz. 6.1. Formimi i parametrave përfundimtarë të trajektores së avionëve balistik

Këndi i kërkuar i animit të boshtit gjatësor të avionit sigurohet nga një sistem kontrolli autonom i lëvizjes në lidhje me qendrën e masës së avionit, duke përdorur një sistem kontrolli të vektorit të shtytjes.

Sistemi RKS (kontrolli i shpejtësisë së dukshme). Shpejtësia e dukshme e avionit dhe sistemet përfundimtare të kontrollit të masës kontrollojnë parametrat e motorit bazuar në parametrat e lëvizjes së avionit.

Matja e drejtpërdrejtë e shpejtësisë së fluturimit të avionit në kushte të densitetit mjedisor të ndryshueshëm nuk është e mundur. Sidoqoftë, matja e përshpejtimit të dukshëm gjatësor të krijuar nga shtytja e motorit të raketës është e mundur, për shembull, duke përdorur një përshpejtues. Shpejtësia e avionit, i sigurt si integral i nxitimit gjatësor me kalimin e kohës, thirri shpejtësia e dukshme. Shpejtësia e dukshme përdoret për të siguruar shpejtësinë përfundimtare të kërkuar në fund të fazës aktive të fluturimit të avionit në sistemin RCS. Diagrami skematik i këtij sistemi është paraqitur në Fig. 6.2.


Pas integrimit të sinjalit të njehsorit të përshpejtimit të dukshëm në çdo moment, shpejtësia aktuale e lëvizjes gjatësore të avionit bëhet e njohur. V fakt. Informacioni për shpejtësinë aktuale të avionit i jepet elementit të krahasimit, i cili përmban një program të llogaritur për ndryshimin e shpejtësisë V prog në zonën aktive të fluturimit të avionit. Krahasimi i shpejtësisë së llogaritur dhe asaj aktuale të dhënë në hyrjen e elementit të krahasimit gjeneron një sinjal gabimi në daljen e tij

Oriz. 7.2. Diagrami funksional i sistemit të kontrollit të shpejtësisë (RCS)

Pas amplifikimit, sinjali i mospërputhjes konvertohet nga një motor elektrik i kthyeshëm në një rrotullim këndor të rotorit të tij. Rotori i motorit elektrik është i lidhur me një mbyt që mat rrjedhjen e lëngut të punës në pompën e turbinës në telekomandë. Në varësi të shenjës së mospërputhjes së shpejtësisë, mbytja hapet ose mbyllet me një sasi që korrespondon me modulin e sinjalit të mospërputhjes. Në këtë rast, rrjedha e karburantit në dhomë ndryshon, dhe për këtë arsye shtytja e motorit për shkak të një ndryshimi në shpejtësinë e rrotullimit të rotorit THA. Një ndryshim në shtytjen e motorit çon në një ndryshim në përshpejtimin e avionit, dhe rrjedhimisht shpejtësinë e dukshme. Krahasimi i mëvonshëm i tij me vlerën e shpejtësisë së programit ju lejon të vlerësoni veprimet e sistemit dhe të gjeneroni një sinjal të ri korrigjim. Pastaj i gjithë cikli i shkëmbimit të informacionit midis elementeve të sistemit përsëritet. Logjika e funksionimit të RCS si çdo sistem kontrolli reagimi zbret në përmbushjen e kushtit ΔV→0. Megjithatë, kalimi i cikleve të sinjalit të sistemit nëpër elementët e tij realë shoqërohet gjithmonë me gabime dinamike dhe statistikore. Si rezultat, është e pamundur që një sistem real të kopjojë me saktësi programin e tij të llogaritjes. Nëse gabimi total në ndjekjen e shpejtësisë aktuale të programit të tij të projektimit është brenda kufijve të pranueshëm (3÷5%), atëherë sistemi konsiderohet i përshtatshëm për kryerjen e funksioneve që i janë caktuar. Sistemi RKS përfundon punën e tij sapo shpejtësia aktuale, brenda kufijve të devijimeve të lejueshme, të jetë e barabartë me shpejtësinë përfundimtare të programit. V te. Në këtë moment, sistemi RKS gjeneron një komandë për ndalimin e motorëve, i cili, duke anashkaluar lakin e kontrollit, furnizohet drejtpërdrejt në valvulat kryesore të karburantit, të cilat ndalojnë furnizimin me karburant në dhomën e motorit. Duke marrë parasysh impulsin e efektit të mëvonshëm dhe natyrën me dy faza të ndalimit, komanda për të ndaluar motorin mund të gjenerohet pak më herët se shpejtësia aktuale është e barabartë me shpejtësinë përfundimtare të projektimit.

Gjatë funksionimit të sistemit RCS, për shkak të shtimit të shqetësimeve të jashtme me gabime të brendshme me të njëjtat shenja, mund të lindë një situatë në të cilën RCS ose tenton të reduktojë ndjeshëm shtytjen ose ta detyrojë atë tepër. Për të shmangur situata të tilla, sistemi RKS siguron reagime të brendshme në dhomë përmes një sensori presioni (PD) në dhomën e motorit, me ndihmën e të cilit veprimi i sistemit kufizohet vetëm në zonën e devijimeve të lejueshme të shtytjes së motorit.

Sistemi i OST-së (sistemi i zbrazjes së rezervuarëve) Sistemi i kontrollit për parametrat përfundimtarë të trajektores së avionit duhet gjithashtu të sigurojë që masa përfundimtare e avionit të jetë afër asaj të llogaritur. Gjatë mbushjes së rezervuarëve me karburant, gabimet janë gjithmonë të pashmangshme: 1) Mbushja e pamjaftueshme e karburantit është thelbësisht e papranueshme, pasi kjo çon në mospërmbushje të programit të fluturimit, dhe 2) gjatë mbushjes së karburantit, mbetjet e garantuara të karburantit në rezervuarë, të shkaktuara nga mekanike dhe marrja e pamjaftueshme e karburantit termik, duhet të sigurohet në fund të funksionimit të sistemit shtytës. Sidoqoftë, ndikimi i ndryshimeve në temperaturën e karburantit gjatë fluturimit (për shembull, nga ngrohja aerodinamike), përshpejtimi i avionit, duke shkaktuar një ndryshim në raportin e përbërësve të karburantit, ndryshimet në karakteristikat hidraulike të shtigjeve të karburantit gjatë fluturimit (për shembull, ndryshimet në rezistenca e shtigjeve të ftohjes), gabimet në njësitë automatike të matjes së karburantit dhe faktorë të tjerë kërkojnë furnizim shtesë me karburant. Zgjidhja e thjeshtë në dukje e dukshme - të derdhni karburant me një rezervë në fillim, dhe në momentin e mbylljes së motorit, ta zbrazni atë në bord, aktualisht është e papranueshme, pasi karburanti në bordin e avionit në kohën kur sistemi i shtytjes ndalet fitohet. çmimi i ngarkesës së avionit. Një zgjidhje tjetër e dukshme është vlerësimi i karburantit të tepërt në fillim dhe shkarkimi i tij në momentin që avioni ngrihet nga baza e nisjes, gjë që është gjithashtu e papranueshme, pasi kjo nuk garanton situata të paparashikuara të konsumit të mundshëm të tepërt të karburantit nga motori gjatë fluturimit të avioni, dhe për këtë arsye rrezikon kryerjen e misionit të fluturimit të avionit. Një zgjidhje funksionale për problemin qëndron midis dy zgjidhjeve të mësipërme ekstreme të dukshme (në shikim të parë) për të siguruar që masa përfundimtare e avionit të jetë afër asaj të llogaritur për çdo sistem shtytës nga e gjithë seria.


Bazuar në këto dispozita, është zhvilluar një sistem për sigurimin e masës përfundimtare të avionit për sistemet shtytëse të avionëve balistikë dhe transportuesve të anijeve kozmike, i cili quhet sistemi i zbrazjes së tankeve (TSS), shih Fig. 6.3.

Fig.6.3. Diagrami funksional i sistemit të zbrazjes së rezervuarit

Si një burim informacioni rreth tejmbushjes së rezervuarëve të karburantit dhe vlerësimit aktual të konsumit të tij nga motori, ESS përdor matës diskrete të nivelit të karburantit të instaluar në rezervuarët e telekomandës. Sinjalet për pozicionin e niveleve të karburantit në rezervuarë h o Dhe h r ushqehen me një sensor të mospërputhjes së nivelit (LMS), me ndihmën e të cilit vlerësohet diferenca e tyre Δh=h o -h r. Diferenca e nivelit të zbuluar, pas amplifikimit dhe shndërrimit të sinjaleve në kodin e makinës, dërgohet në një kompjuter në bord (ONC), i cili zgjidh problemin se cili program i zbrazjes së rezervuarit duhet të zbatohet në këtë moment bazuar në madhësinë e mospërputhja aktuale e nivelit në rezervuarët e karburantit, bazuar në kushtin që kjo mospërputhje duhet të eliminohet deri në fund të fazës aktive të fluturimit të avionit. Në këtë kusht, deri në fund të funksionimit të telekomandës, mbetjet e garantuara të karburantit të llogaritura mbeten në rezervuarë. Si rezultat i analizimit të mospërputhjes së nivelit aktual, kompjuteri në bord gjeneron një sinjal komandimi.

Pas amplifikimit, ky sinjal shndërrohet nga një motor elektrik i kthyeshëm në një rrotullim këndor të mbytjes të instaluar në një nga linjat e furnizimit me karburant në dhomë (në linjën e furnizimit me oksidues). Le të supozojmë se në momentin fillestar τ o në fillim, sensorët e nivelit regjistruan një tepricë të oksiduesit Δh o.fillimi(Fig. 6.4). Kompjuteri në bord, në përgjigje të këtij informacioni, planifikon një program për zbrazjen e rezervuarit të oksiduesit përgjatë rreshtit 1. Nëse në intervalin tjetër kohor për marrjen e informacionit τ 1 Nëse ndiqet programi i synuar, atëherë ky i fundit ruhet.

Fig.7.4. Parimi i funksionimit të sistemit të zbrazjes së rezervuarit

Nëse në intervalin kohor pasues për marrjen e informacionit τ 2 Nëse zbulohet një devijim nga një program i caktuar, atëherë sipas gjendjes aktuale të mospërputhjes së nivelit për një kohë τ 2është zhvilluar një program i ri 2, sipas të cilit mbytja në linjën e oksiduesit zhvendoset në një pozicion të ri. Nëse procesi i zbrazjes së tankeve nga momenti τ 2 lihet i pakontrolluar, atëherë deri në fund të funksionimit të telekomandës mund të përfundojë me një tepricë të konsiderueshme të karburantit të mbetur në rezervuarin e karburantit (vija e ndërprerë 2").

Nëse gjatë intervalit kohor τ 3 Kur kompjuteri në bord merr informacion, programi i ri për zbrazjen e rezervuarëve 2 ruhet, atëherë nuk bëhen ndryshime në funksionimin e telekomandës.

Nëse gjendja aktuale e zbrazjes së rezervuarit nuk ndjek programin e synuar, atëherë programi i zbrazjes së rezervuarit të karburantit ndryshon në mënyrë fleksibël dhe përfaqëson një shumë të kufizuar programesh (shih shtegun e prishur në Fig. 6.4).

Si rezultat i punës së SSB, zbatohen parimet për zgjidhjen e problemit të sigurimit të masës përfundimtare të një avioni, të formuluara më sipër.

Karakteristika kryesore e sistemit të kontrollit të peshës së fundme të avionit në shqyrtim është se karburanti i tepërt "kullohet" nga rezervuarët përmes dhomës së motorit, si rezultat i së cilës raporti i përbërësve të karburantit në të ndryshon. Natyrisht, kjo rrethanë nuk kontribuon në ruajtjen e rreptë të vlerës optimale të raportit të përbërësve të karburantit që korrespondon me impulsin maksimal specifik të shtytjes së motorit. Dihet gjithashtu nga teoria e përgjithshme e motorëve se në rajonin e ekstremit të shtytjes specifike të një motori rakete, marrëdhënia e tij me raportin e përbërësve të karburantit është e butë. Prandaj, pa shumë dëmtime në impulsin specifik të shtytjes, është e mundur të ndryshohet raporti i përbërësve të karburantit brenda 3 ÷ 5% të vlerës së tij optimale.

Stabilizimi i pozicionit të akseve të avionëve në hapësirë ​​dhe kënd θ te gjatë fazës përfundimtare të fluturimit aktiv të avionit sigurohen nga një sistem kontrolli i vektorit të shtytjes.

Timoni me gaz(Fig. 6.5, A), i bërë nga grafit rezistent ndaj nxehtësisë, ndryshoni drejtimin e rrjedhës së gazit në dalje nga hunda e motorit duke përdorur një pajisje rrotulluese. Disavantazhi i kësaj metode është se timonët e instaluar në rrjedhën e gazit në dalje nga hunda krijojnë, së pari, rezistencë të vazhdueshme ndaj rrjedhës së gazit. . Për më tepër, gjatë funksionimit të motorit, së dyti, sipërfaqja e timonëve të gazit digjet në rreth gjysmën e madhësisë së saj origjinale.

Ky pengesë mund të shmanget duke instaluar timonë periferikë në daljen e hundës (Fig. 6.5, b), të cilat kontrollojnë vektorin e shtytjes duke zhytur sipërfaqen e mburojës së timonit në rrjedhën e gazit në dalje të grykës së motorit. Në pozicionin neutral, timonët periferikë nuk krijojnë rezistencë ndaj rrjedhës së gazit.

Rrotulloni kamerën ose grykën. Në vend të rrotullimit të kamerës, vetëm hunda e motorit mund të rrotullohet (Fig. 6.5, V) ose një deflektor toroidal i instaluar në daljen e hundës (Fig. 6.5, G), ose rrotullimi i hundës me një prerje të zhdrejtë (Fig. 6.5, d).

Oriz. 6.5. Metodat e mundshme të kontrollit të vektorit të shtytjes së një motori rakete

Injektimi i gazit në pjesën superkritike të grykës. Vlen të përmendet veçanërisht metoda e ndryshimit të vektorit të shtytjes duke fryrë lëng ose gaz në pjesën superkritike të grykës (Fig. 6.5, e). Lëngu (ose gazi) vendoset në një cilindër 1 dhe, me komandën e sistemit të kontrollit, përmes valvulave 2, futet me një presion të lehtë të tepërt në pjesën e zgjeruar të grykës 3 në një kënd. α. Pranë murit të hundës, në kufirin e rrjedhës supersonike dhe fazës së avullit të lëngut 4 (ose gazit), realizohet një valë goditëse 5 pas valës së goditjes (në Fig. 6.5. e orarin Р с =f(l c)), ku rryma e gazit devijohet drejt boshtit të grykës, gjë që shkakton një devijim të të gjithë rrjedhës së gazit dhe në këtë mënyrë krijon një ekscentricitet të shtytjes së grykës në drejtim të kundërt me devijimin e rrjedhës së gazit. Kur 1% e shpejtësisë së rrjedhës së lëngut injektohet në lidhje me shpejtësinë totale të rrjedhës së gazit përmes grykës, një komponent tërthor i shtytjes lind e barabartë me 0.5% të shtytjes totale gjatësore të motorit. Kështu, injektimi i gazit ose lëngut në pjesën superkritike të grykës përdoret për kontroll të saktë (të saktë) të vektorit të shtytjes.

Një metodë tjetër premtuese është kontrollimi i vektorit të shtytjes duke rishpërndarë konsumin e karburantit midis kamerave të lidhura fort me avionin në një sistem shtytjeje me shumë dhoma. Megjithatë, përdorimi i gjerë i kësaj metode pengohet nga vështirësitë teknike të zbatimit të rregullatorëve për rishpërndarjen e konsumit të karburantit, duke ruajtur njëkohësisht raportin e përbërësve të karburantit, duke organizuar ndërveprimin e tyre me sistemet RKS dhe SOB dhe njëkohësisht duke kufizuar thellësinë e ndryshimit në mënyrat e funksionimit të dhomave të motorit.

Ose pjesë të tij.

YouTube Enciklopedike

  • 1 / 5

    Eksperimentet e para në lidhje me zbatimin praktik të vektorizimit të shtytjes së ndryshueshme në avion datojnë në vitin 1957 dhe u kryen në Mbretërinë e Bashkuar si pjesë e një programi për krijimin e një avioni luftarak me ngritje dhe ulje vertikale. Prototipi, i emërtuar P.1127, ishte i pajisur me dy grykë rrotulluese 90° të vendosura në anët e avionit në qendër të gravitetit, të cilat siguronin lëvizje në mënyrat vertikale, kalimtare dhe horizontale të fluturimit. Fluturimi i parë i R.1127 u zhvillua në vitin 1960, dhe në vitin 1967, në bazë të tij u krijua avioni i parë VTOL i prodhimit, Harrier.

    Një hap i rëndësishëm përpara në zhvillimin e motorëve me vektorizim të ndryshueshëm të shtytjes brenda kuadrit të programeve VTOL ishte krijimi në 1987 i VTOL Yak-41 supersonik Sovjetik. Karakteristika themelore dalluese e këtij avioni ishte prania e tre motorëve: dy ngritës dhe një shtytës ngritës me një grykë rrotulluese të vendosur midis bumeve të bishtit. Dizajni me tre seksione i grykës së motorit me shtytje ngritëse bëri të mundur që të rrotullohej poshtë nga një pozicion horizontal me 95°. \

    Zgjerimi i karakteristikave të manovrimit

    Edhe gjatë punës në R.1127, testuesit vunë re se përdorimi i një vektori të shtytjes së devijuar në fluturim lehtëson disi manovrimin e avionit. Megjithatë, për shkak të nivelit të pamjaftueshëm të zhvillimit të teknologjisë dhe prioritetit të programeve VTOL, punë serioze në fushën e rritjes së manovrimit përmes avionëve të teknologjisë së lartë nuk u krye deri në fund të viteve 1980.

    Në vitin 1988, bazuar në luftëtarin F-15 B, u krijua një avion eksperimental me motorë me grykë të sheshtë dhe devijim vektori të shtytjes në planin vertikal. Rezultatet e fluturimeve testuese treguan efikasitetin e lartë të OVT për rritjen e kontrollueshmërisë së avionëve në kënde të mesme dhe të larta sulmi.

    Përafërsisht në të njëjtën kohë, në Bashkimin Sovjetik u zhvillua një motor me një devijim bosht simetrik të një grykë të prerjes rrethore, puna mbi të cilën u krye paralelisht me punën në një grykë të sheshtë me një devijim në planin vertikal. Meqenëse instalimi i një grykë të sheshtë në një motor reaktiv shoqërohet me një humbje prej 10-15% të shtytjes, preferenca iu dha një grykë të rrumbullakët me devijim bosht simetrik, dhe në 1989 u zhvillua fluturimi i parë i luftëtarit Su-27 me një motor eksperimental. vend.

    Parimi i funksionimit

    Një skemë me devijimin e rrjedhës në pjesën nënsonike karakterizohet nga koincidenca e këndit të devijimit mekanik me atë gaz-dinamik. Për një qark me devijim vetëm në pjesën supersonike, këndi dinamik i gazit ndryshon nga ai mekanik.

    Dizajni i diagramit të grykës i paraqitur në oriz. 1a, duhet të ketë një njësi shtesë që siguron devijimin e të gjithë grykës. Diagrami i hundës me devijimin e rrjedhës vetëm në pjesën supersonike të ndezur oriz. 1b në fakt, ai nuk ka ndonjë element të veçantë për të siguruar devijimin e vektorit të shtytjes. Dallimet në funksionimin e këtyre dy skemave shprehen në faktin se për të siguruar të njëjtin kënd efektiv të devijimit të vektorit të shtytjes, skema me devijim në pjesën supersonike kërkon rrotullime të mëdha kontrolli.

    Skemat e paraqitura kërkojnë gjithashtu zgjidhjen e problemeve të sigurimit të karakteristikave të pranueshme të peshës-dimensionale, besueshmërisë, jetës së shërbimit dhe shpejtësisë.

    Ekzistojnë dy skema të kontrollit të vektorit të shtytjes:

    • me kontroll në një aeroplan;
    • me kontroll në të gjitha rrafshet (me devijim gjithëkëndor).

    Kontrolli i vektorit të shtytjes dinamike të gazit (GUVT)

    Efikasiteti i lartë i kontrollit të vektorit të shtytjes mund të arrihet duke përdorur kontrolli i vektorit të shtytjes dinamike të gazit (GUVT) për shkak të furnizimit asimetrik të ajrit të kontrollit në shtegun e grykës.

    Një hundë dinamike e gazit përdor një teknikë "jet" për të ndryshuar zonën efektive të hundës dhe për të devijuar vektorin e shtytjes, ndërsa hunda nuk është e rregullueshme mekanikisht. Kjo grykë nuk ka pjesë lëvizëse të nxehta dhe shumë të ngarkuara, ajo përshtatet mirë me strukturën e avionit, gjë që zvogëlon peshën e kësaj të fundit.

    Konturet e jashtme të grykës fikse mund të përzihen pa probleme me konturet e avionit, duke përmirësuar karakteristikat e dizajnit me vëzhgueshmëri të ulët. Në këtë grykë, ajri nga kompresori mund të drejtohet tek injektorët në pjesën kritike dhe në pjesën zgjeruese për të ndryshuar seksionin kritik dhe për të kontrolluar vektorin e shtytjes, përkatësisht.

    Formimi i forcave të kontrollit sigurohet nga rendi i mëposhtëm i operacioneve.

    1. Në fazën e parë të funksionimit të grykës (Fig. 5) rrisni këndin e devijimit të flapave të pjesës divergjente të grykës - këndit α instalimi i flapave të daljes së pjesës zgjeruese 3 gryka
    2. Në fazën e dytë (Fig. 6), në mënyrën e gjenerimit të forcave të kontrollit në një pjesë të sipërfaqes së grykës, damperët hapen 8 që ajri atmosferik të hyjë në pjesë të sipërfaqes anësore të pjesës zgjeruese të grykës 3 . Aktiv Fig.6 pamja e treguar A dhe drejtimi i rrjedhjes së ajrit atmosferik nëpër vrima të hapura me amortizues në një pjesë të sipërfaqes anësore. Ndërrimi i amortizatorëve 8 në gjysmën e kundërt të pjesës anësore të zgjerimit të hundës çon në devijimin e avionit dhe vektorit të shtytjes së motorit në një kënd β në drejtim të kundërt.

    Për të krijuar forca kontrolli në një motor me një grykë supersonike, mund të ndryshoni pak pjesën supersonike të një gryke ekzistuese. Ky përmirësim relativisht i thjeshtë kërkon ndryshime minimale në pjesët kryesore dhe montimet e hundës origjinale standarde.

    Gjatë projektimit, shumica (deri në 70%) e përbërësve dhe pjesëve të modulit të hundës mund të mos ndryshohen: fllanxha e montimit në trupin e motorit, trupi kryesor, disqet kryesore hidraulike me njësi fiksimi, leva dhe kllapa, gjithashtu. ndërsa seksioni kritik përplaset. Dizajni i flapave dhe ndarësve të pjesës zgjeruese të grykës po ndryshojnë, gjatësia e të cilave rritet, dhe në të cilat vrimat u bënë me amortizues rrotullues dhe aktivizues hidraulikë. Përveç kësaj, ndryshohet dizajni i flapave të jashtëm, dhe cilindrat pneumatikë për to zëvendësohen me cilindra hidraulikë, me presion pune deri në 10 MPa (100 kg/cm2).

    Vektori i shtytjes i devijueshëm

    Vektori i shtytjes i devijueshëm (OVT) - funksioni i hundës, duke ndryshuar drejtimin e rrjedhës së avionit. Projektuar për të përmirësuar karakteristikat taktike dhe teknike të avionit. Një hundë e rregullueshme e avionit me një vektor shtytës të devijueshëm është një pajisje me madhësi të ndryshueshme të seksionit kryq kritik dhe daljes në varësi të mënyrave të funksionimit të motorit, në kanalin e të cilit përshpejtohet rrjedha e gazit në mënyrë që të krijohet shtytja e avionit dhe aftësia për të devijuar vektori i shtytjes në të gjitha drejtimet.

    Aplikimi në avionët modernë

    Aktualisht, sistemi i devijimit të vektorit të shtytjes konsiderohet si një nga elementët e detyrueshëm të një avioni luftarak modern për shkak të përmirësimit të ndjeshëm në cilësitë e fluturimit dhe luftarak të shkaktuar nga përdorimi i tij. Çështjet e modernizimit të flotës ekzistuese të avionëve luftarakë që nuk kanë OVT po studiohen gjithashtu në mënyrë aktive duke zëvendësuar motorët ose duke instaluar njësi OVT në motorë standardë. Opsioni i dytë u zhvillua nga një nga prodhuesit kryesorë rusë të motorëve turbojet - kompania Klimov, e cila gjithashtu prodhon grykën e vetme serike në botë me devijimin e vektorit të shtytjes me të gjithë këndin për instalim në motorët RD-33 (familja e luftëtarëve MiG-29 ) dhe AL-31F (luftëtarët e markës Su).

    Avion luftarak me vektorizim të shtytjes:

    Me devijimin e vektorit të shtytjes boshtore

    • Su-27SM2 ​​(motori AL-31F-M1, Produkt 117S)
    • Su-30 (motori AL-31FP)
    • PAK FA (prototip)
    • F-15 S (eksperimentale)
    Me devijimin e vektorit të shtytjes në një grykë të sheshtë