Trang để in - Máy bay hải quân trên hạm. V.F. Pavlenko. NXB Quân đội Moskva, 1990

(tiếp)

GIỚI THIỆU

(http://www.fas.org/man//dod-101/sys/ship/carrierdeck.gif)

Hàng không trên hạm (hoặc trên sàn bay) bao gồm các máy bay cánh cố định và trực thăng, có các chức năng nhiệm vụ khác nhau, đặt căn cứ trên hạm tàu.

Máy bay trên hạm (Корабельные самолеты) - đó là các máy bay đặt căn cứ trên các tàu chiến và tàu phụ trợ, thực hiện cất cánh từ boong tàu và hạ cánh trên boong tàu sau khi hoàn thành nhiệm vụ. Như vậy, với các máy bay này con tàu đóng vai trò là một sân bay di chuyển cùng tốc độ di chuyển của con tàu, vị trí bố trí các máy bay là nơi diễn ra tất cả các dạng chuẩn bị và cung cấp, nghĩa là các công tác khai thác và bảo dưỡng máy bay.

Máy bay trên hạm làm nhiệm vụ đưa thiết bị kỹ thuật và hàng hóa lên mặt đất, cứu hộ cứu nạn trên biển và đại dương, trinh sát khí tượng, đối với các mục đích quân sự - tiêu diệt các đối tượng trên không, trên mặt nước, trên mặt đất, tìm kiếm và tiêu diệt các tàu ngầm, đổ quân và yểm trợ các cuộc đổ bộ, chuyên chở xe máy thiết bị kỹ thuật quân sự và hàng hóa quân sự, trinh sát và chỉ thị mục tiêu, đối kháng vô tuyến điện tử, v.v.

Máy bay trên hạm ra đời nhờ sự thử nghiệm bay thành công của các máy bay có bánh xe xuất phát từ boong bay tàu chiến trong các năm 1910-1911. Chuyến cất cánh thành công đầu tiên từ boong tàu được phi công Mỹ Eugene Ely thực hiện ngày 14.11.1910 từ tuần dương hạm USS "Birmingham"; ông cũng đã thực hiện chuyến hạ cánh thành công đầu tiên trên boong tuần dương hạm USS "Pennsylvania" ngày 18.1.1911. Trong cùng giai đoạn đó người ta đã chế tạo được các thủy phi cơ, có khả năng cất cánh từ boong tàu nhờ máy phóng và thực hiện hạ cánh xuống mặt nước gần tàu, sau đó nâng chúng lên boong tàu. Trong Chiến tranh Thế giới thứ Nhất, hạm đội Nga và Anh đã sử dụng thành công loại thủy phi cơ trên. Tại thời điểm đó cũng xuất hiện các hàng không mẫu hạm (авиаматка) mang được đến 10 thủy phi cơ. Trong những năm 1930-1940, các tàu tuần dương Liên Xô và nhiều thiết giáp hạm của các hạm đội nước ngoài đã trang bị các thủy phi cơ hạng nhẹ, {3} có nhiệm vụ trinh sát, điều chỉnh hỏa lực pháo binh, chúng cất cánh từ sàn bay của tàu nhờ máy phóng.

Với sự gia tăng tốc độ chuyến bay của máy bay và sự cải thiện các đặc tính bay, người ta thấy rằng những chiếc máy bay có bánh xe đã trở nên hiệu quả hơn. Chúng có khả năng cất cánh từ boong những con tàu đặc biệt và hạ cánh trên boong. Những chiếc tàu sân bay đã xuất hiện như vậy - đó là những tàu mặt nước, mang theo một số lượng nhất định máy bay các loại và có máy phóng (catapult) để đảm bảo cho máy bay cất cánh và đai hãm (Arresting gear; Аэрофинишёр; Brin d’arrêt) để máy bay hạ cánh trên sàn bay.

Các tàu sân bay - là lực lượng tấn công chủ chốt trên biển trong các cuộc chiến tranh thông thường và là đội dự bị được chuẩn bị tốt của lực lượng chiến lược trong một cuộc chiến tranh hạt nhân. Chúng có tính cơ động, có các phương tiện vũ khí đa dạng, có sự ổn định tác chiến và tự chủ khá cao. Tất cả những điều này xác định chúng như là một hệ thống vũ khí phổ quát thống nhất trên biển, có khả năng sử dụng tại bất cứ điểm nào của Đại dương Thế giới để tiêu diệt các mục tiêu trên không, trên mặt nước, dưới mặt nước và tấn công các mục tiêu trên bờ.

Sở hữu hạm đội tàu sân bay hùng mạnh nhất trong các nước tư bản là Hoa Kỳ. Nước Mỹ bắt đầu xây dựng các tàu sân bay sau Thế chiến thứ Nhất, nhằm thiết lập một hạm đội quốc gia, không thua kém hạm đội của bất kỳ cường quốc nào. Tới đầu Thế chiến II, Hoa Kỳ đã có năm tàu sân bay và hai chiếc đang được chế tạo. Trong những năm 1939-1945, nước Mỹ đã hoàn thành việc đóng 143 tàu sân bay: 28 tàu sân bay hạng nặng và hạng nhẹ, 115 tàu sân bay hộ tống (convoie). Việc phân loại năm 1943 đã chia các tàu sân bay thành các hạng như sau: hạng nặng - lượng choán nước tiêu chuẩn 20.000 ... 45.000 tấn, mang trên boong 80 máy bay, có tốc độ hành trình trên 30 hải lý; tàu sân bay hạng nhẹ - lượng choán nước tiêu chuẩn 11.000 ... 14.500 tấn, mang trên boong 45 ... 50 máy bay, tốc độ hành trình 32 hải lý ; tàu sân bay hộ tống (convoie) - lượng choán nước tiêu chuẩn 7.800 ... 11.400 tấn, mang trên boong 20 ... 30 máy bay, tốc độ hành trình 16 ... 19 hải lý.

Trong giai đoạn sau chiến tranh, khi xuất hiện vũ khí hạt nhân, và có khả năng sử dụng các máy bay trên tàu sân bay như phương tiện mang loại vũ khí này, tất cả các tàu sân bay hạng nặng của Mỹ đã được phân loại lại thành các tàu sân bay tấn công, rồi ít lâu sau một số trong đó - thành các tàu sân bay chống tàu ngầm, khi tính đến vai trò ngày càng tăng của các tàu ngầm trong tác chiến trên biển. Thời gian này, các tàu sân bay hạng nhẹ và tàu sân bay hộ tống được Mỹ bán cho các quốc gia khác hoặc chuyển đổi sang {4} các tàu sân bay mang máy bay trực thăng và tàu sân bay phụ trợ, hoặc loại trừ khỏi thành phần hạm đội.

Cùng thời kỳ, đã tăng cường việc đóng mới các tàu sân bay đa chức năng hiện đại nhất. Những chiếc sau, tùy thuộc vào nhiệm vụ đặt ra mà được sử dụng trong trong các biến thể xung kích, xung kích-chống ngầm và chống tàu ngầm. Chẳng hạn, trong năm 1952 đã đặt ky, và năm 1955 đưa vào hoạt động tàu sân bay CV-59 USS "Forrestal" có lượng choán nước tổng thể 78.000 tấn. Cho đến 1959 đã đưa thêm ba tàu sân bay loại này vào hoạt động. Từ năm 1961 đến năm 1968, đã đóng xong và đưa vào hoạt động bốn tàu sân bay mới lớp "Kitty Hawk" có lượng choán nước toàn thể 81.000 tấn. Trong cùng kỳ (1958-1961) đã chế tạo tàu sân bay đầu tiên chạy bằng năng lượng hạt nhân CVN-65 "Enterprise".

Việc ứng dụng và làm chủ thiết bị sinh năng lượng hạt nhân tại hạm đội - đó là một giai đoạn mới trong sự phát triển lực lượng tàu sân bay. Việc chế tạo các tàu sân bay hạt nhân thực sự đã tăng cường đáng kể khả năng chiến đấu của chúng, làm giảm chi phí bảo trì và sử dụng của chúng. Theo số liệu ấn phẩm nước ngoài, một lần nạp liệu khu hoạt hóa các lò phản ứng hạt nhân trên tàu sân bay chạy bằng năng lượng nguyên tử đủ để cho nó hoạt động trong vòng 13 năm và cho phép tàu sân bay hành trình một triệu dặm biển. Ngoài ra, có thể nạp lên một tàu sân bay như vậy lượng nhiên liệu hàng không nhiều gấp 2 lần và lượng đạn dược lớn hơn 50% so với một tàu sân bay có thiết bị năng lượng thông thường.

Dựa trên kinh nghiệm chế tạo và sử dụng tàu sân bay hạt nhân "Enterprise", đã đặt ky và đưa vào sử dụng tàu sân bay hạt nhân căn cứ mới CVN-68 "Chester W. Nimitz" có lượng choán nước toàn thể 92.000 tấn. Tiếp theo đã đưa vào hoạt động thêm các tàu sân bay hạt nhân lớp này là CVN-69, CVN-70 và CVN-71.

Như vậy, hiện nay (thời điểm sách ra đời-1990) nước Mỹ có mười tàu sân bay có thiết bị năng lượng thông thường và năm tàu sân bay có thiết bị năng lượng nguyên tử. Ngoài ra, tại nước Mỹ đã phát triển một chương trình hiện đại hóa và đại tu mở rộng tất cả các HKMH hiện có nhằm tăng thời hạn phục vụ của chúng lên từ 30 đến 45-50 năm. Tàu sân bay CV-60 "Saratoga" đã tiến hành sửa chữa nâng cấp xong. Sau đó sẽ hiện đại hóa các tàu sân bay CV-59, CV-61 và cứ tiếp tục như vậy. Đến trước năm 2000, kế hoạch là sẽ hiện đại hóa tất cả các tàu sân bay lớp "Kitty Hawk", còn sau năm 2005, đến lượt các tàu sân bay hạt nhân.

Ngoại trừ các tàu sân bay trong thành phần của Hải quân Mỹ còn có 25 tàu làm nhiệm vụ đổ bộ, có kiến trúc tàu sân bay và sàn đáp có khả năng mang theo tàu 30 chiếc máy bay loại "Harrier" và các máy bay trực thăng. Trên các tàu này {5} không có máy phóng và thiết bị hãm đà hạ cánh (Arresting gear; Аэрофинишёр; Brin d’arrêt). Thuộc loại này gồm : năm tàu đổ bộ vạn năng lớp "Tarawa", 7 tàu chở máy bay trực thăng lớp "Iwo Jima" và 15 tàu dock-đổ bộ chở máy bay trực thăng.

Các tàu sân bay đa năng, theo các chuyên gia nước ngoài đánh giá, tính hiệu quả rất cao và có khả năng thực hiện các hình thức tác chiến có tính chất và quy mô khác nhau. Các tàu sân bay có thể di chuyển một ngày đêm trên một khoảng cách 1100 ... 1200 km và giáng đòn tấn công xuống các mục tiêu trên biển và trên bờ trong bán kính 1300 ... 1800 km. Cùng với điều đó, chúng cũng có các nhược điểm cố hữu như dễ bị tổn thương, chi phí cao trong chế tạo, bảo trì và khai thác.

Do vậy, trên toàn thế giới người ta đã nghiên cứu khả năng chế tạo các tàu sân bay và các tàu chở máy bay cỡ trung có tính kinh tế cao hơn. Tại nước Mỹ, đã có những đề án chế tạo những loại tàu như vậy - CVV (tàu sân bay hạng trung), SCS và VSS (tàu chở máy bay, hoặc "tàu sân bay- mini").

Tại Anh quốc, người ta đã đóng những tàu chở máy bay chống tàu ngầm như HMS "Invincible", HMS "Ilastries" và chiếc cuối cùng đang đóng là "Ark Royal" có lượng choán nước toàn thể 19.800 tấn, có sàn dốc kiểu cầu bật (трамплин) ở phần mũi tàu để tăng thêm tải trọng chiến đấu cho các máy bay cất cánh và hạ cánh thẳng đứng kiểu "Harrier" khi cất cánh ngắn (трамплин; ski jump ramp; cầu bật).

Ở Pháp, Ý và Tây Ban Nha người ta cũng đang đóng các tàu chở máy bay.

Máy bay hải quân trên hạm về kết cấu cũng tương tự như máy bay của lục quân có nhiệm vụ và kiểu loại tương ứng, nhưng cũng có những khác biệt đáng kể. Các đặc điểm cơ bản trong kết cấu của máy bay hải quân trên hạm có cơ sở ở những yêu cầu về tính tương thích với các tàu chiến mà chúng đặt căn cứ trên đó, việc cất cánh và hạ cánh trên boong tàu (sàn bay; Flight deck; Полётная палуба) và việc bố trí một số lượng cần thiết máy bay hải quân trên con tàu.

(http://www.fas.org/man//dod-101/sys/ship/catapult-fig.jpg)

Các máy bay hải quân trên hạm hiện đại được phân loại theo phương pháp cất cánh khỏi boong tàu đối với máy bay : cất cánh nhờ máy phóng, cất cánh thẳng đứng và cất cánh ngắn hoặc cất cánh kiểu cầu bật. Chúng cũng được chia theo phương pháp hạ cánh : hạ cánh nhờ đai hãm, hạ cánh thẳng đứng, hạ cánh ngắn, v.v.

Các máy bay hải quân trên hạm cất cánh nhờ máy phóng sẽ thực hiện cất cánh nhờ trợ giúp của máy phóng chạy bằng hơi nước, máy phóng đảm bảo cho máy bay chạy đà trên một cự ly nhỏ vẫn đạt đến tốc độ mong muốn, còn hạ cánh - nhờ đai hãm, cáp của đai hãm sẽ chụp lấy móc cáp hãm (тормозной крюк - гак; arrester hook - hook; arrêter crochet - crochet) gắn trên máy bay, hãm từ từ máy bay cho đến khi dừng hẳn. Chiếc máy bay trên hạm, vì vậy {6} có một yếu tố kết cấu mới - móc cáp hãm (móc) thu vào thân trong khi bay và sự gia cường kết cấu thân tương ứng tại nơi gắn móc cáp hãm vào máy bay, cũng như ở những nơi gắn máy bay vào thoi kẹp (челнок катапульты; catapult shuttle; sabot de la catapulte) của máy phóng. Máy bay trên hạm cất cánh bằng máy phóng cần phải có khả năng cất và hạ cánh ở tốc độ thấp nhất có thể. Nhằm mục đích này, chúng có tải trọng phân bố trên cánh khi cất cánh và hạ cánh là nhỏ, áp dụng các kết cấu cánh tiên tiến hơn. Do có khả năng tụt hơi của máy phóng hơi nước, người ta áp dụng các biện pháp đặc biệt ở lối vào bộ hút khí để đảm bảo sự làm việc ổn định của thiết bị sinh công trong những điều kiện như vậy.

Máy bay trên hạm cất cánh thẳng đứng thực hiện cất cánh và hạ cánh nhờ thành phần thẳng đứng trong lực đẩy của thiết bị động lực có trị số lớn hơn trị số trọng lực của máy bay. Loại máy bay trên hạm này không đòi hỏi phải chạy đà trên boong, chúng thực hiện cất cánh với vận tốc (theo phương ngang) bằng không, còn khả năng tăng tốc và chuyển sang chuyến bay theo phương ngang sẽ được đảm bảo trong không trung sau khi máy bay rời khỏi sàn bay.

Các đặc điểm kết cấu cơ bản của các máy bay hải quân trên hạm cất cánh và hạ cánh thẳng đứng (KSVVP- КСВВП - корабельные самолеты вертикального взлета и посадки; VTOL - vertical take-off and landing) là sử dụng động cơ tạo ra lực đẩy theo chiều ngang để đảm bảo bay hoặc theo chiều đứng - để đảm bảo cất cánh và hạ cánh thẳng đứng. Khi đó lực đẩy theo hướng thẳng đứng phải lớn hơn trọng lực của máy bay.

Ở những thời điểm tốc độ thấp trong chuyến bay, khi lực khí động nhỏ hoặc còn thiếu, để điều khiển máy bay người ta sử dụng các hệ thống năng lượng điều khiển dưới hình thức các vòi phun có kiểm soát ở hai đầu cánh bay, ở mũi và đuôi của máy bay bằng cách cấp khí nén (hoặc hơi gaz nén) từ động cơ để tạo ra các mô-men điều khiển.

Khi cất cánh và hạ cánh khí thải từ các động cơ của máy bay trên hạm cất hạ cánh thẳng đứng sẽ tác động theo phương vuông góc với trục máy bay, hoặc gần với nó. Kết quả là khí gaz có nhiệt độ cao thoát ra ở tốc độ lớn sẽ tác động lên sàn bay. Để bảo vệ sàn bay tránh phá hoại người ta dùng các tấm chống nhiệt. Để tránh khí gaz có nhiệt độ cao phản xạ từ sàn bay lọt vào cửa hút động cơ người ta tính trước các biện pháp kết cấu.

Các máy bay trên hạm cất cánh ngắn hoặc cất cánh qua cầu bật thực hiện cất cánh bằng cách chạy đà trên sàn bay và tiếp tục lấy đà trên không sau khi tách khỏi sàn bay hoặc tách khỏi cầu bật. Việc hạ cánh {7} xuống sàn bay của loại máy bay này được thực hiện theo phương thẳng đứng, dùng đai hãm hoặc chạy xả đà ngắn.

Được sử dụng làm máy bay trên hạm cất cánh ngắn hoặc cất cánh bằng cầu bật là các máy bay cất-hạ cánh thẳng đứng để tăng khả năng mang tải của chúng, các máy bay có thể đảo chiều vector lực đẩy của thiết bị động lực khi cất cánh, hạ cánh với đai hãm đà. Loại đầu tiên về kết cấu giống VTOL, loại thứ hai - giống các máy bay cất cánh bằng máy phóng và hạ cánh có đai hãm.

Tất cả các loại máy bay trên hạm đều có kết cấu consol cánh gấp lại được nhằm giảm kích thước của chúng để chứa được một số lượng lớn máy bay trong sàn boong dưới của tàu, nơi chúng ở trạng thái neo đậu trong các chuyến di chuyển qua các biển và đại dương.

Trong Chiến tranh Thế giới II, các máy bay trên hạm - là máy bay tiêm kích, máy bay phóng ngư lôi, máy bay ném bom có động cơ piston. Tốc độ bay tối đa của chúng 500 ... 700 km / h, trần bay 7 ... 12 km, tầm bay tới 2000 km.

Trong giai đoạn sau chiến tranh, xuất hiện các máy bay phản lực trên hạm là : máy bay tiêm kích, máy bay cường kích, máy bay ném bom, máy bay chống ngầm, máy bay mang radar tuần tiễu, máy bay đối kháng vô tuyến điện tử. Tốc độ bay tối đa 800 ... 2500 km / h, trần bay 7 ... 22 km, tầm bay đến 5500 km.
..............

(tiếp)

Máy bay trực thăng trên hạm (Корабельные вертолеты) theo nguyên tắc làm việc và hình dáng bên ngoài cũng tương tự như trực thăng đặt căn cứ trên cạn. Tùy thuộc vào nhiệm vụ quy định mà trong các trực thăng trên hạm có bố trí các thiết bị khác nhau có ảnh hưởng lớn đến cấu trúc thiết kế của chúng. Ở trực thăng trên hạm cánh quạt của trục mang lực được xếp lại để giảm kích thước của nó khi nằm trong khoang sàn boong dưới. Chúng có các nút neo giữ. Các biện pháp cấu tạo được sử dụng để tăng độ bền khung càng nhằm chịu được tải trọng khi hạ cánh trên sàn boong tròng trành, cũng như các biện pháp giảm trượt khi hạ cánh và đậu máy bay trên sàn boong đang bị nhồi lắc.

Nhân dân và Chính phủ Liên Xô đang thi hành một chính sách hòa bình, đi trong đội tiên phong đấu tranh cho hòa bình. Đại hội XXVII Đảng Cộng sản Liên Xô đã dựng lên một cương lĩnh hòa bình, sáng tạo một loạt các biện pháp tổng hợp nhằm cải thiện tình hình quốc tế. Những sáng kiến cực kỳ quan trọng là chương trình Liên Xô đưa ra và được các nước Hiệp ước Warsaw ủng hộ, về loại bỏ vũ khí hạt nhân trước năm {8} 2000, về lệnh cấm thử vũ khí hạt nhân, việc áp dụng học thuyết phòng thủ của Các Lực lượng Vũ trang, v.v. Trong các điều kiện hiện tại Đảng Cộng sản Liên Xô và Chính phủ Liên Xô đang áp dụng các biện pháp bảo đảm khả năng quốc phòng cho đất nước. Rất nhiều việc đang được làm vì sự phát triển và hoàn thiện các trang thiết bị quân sự, trong đó có hàng không hải quân trên hạm.

Chương 1
Tàu sân bay. Tàu chở máy bay

(Mô tả tóm tắt đặc điểm)

1.1. Tàu sân bay

Tàu sân bay hiện đại - đó là một sân bay nổi với 80 ... 100 máy bay cánh cứng và trực thăng trên hạm khác nhau về chủng loại và chức năng đóng căn cứ trên đó, cùng tất cả các phương tiện vật chất để đảm bảo hoạt động chiến đấu của chúng trong một thời gian dài.

Trong số các tàu sân bay nước ngoài, có bốn loại hiện đại nhất : "Midway", "Forrestal", "Kitty Hawk" với các động cơ chạy bằng năng lượng thông thường và "Chester W. Nimitz" chạy bằng năng lượng nguyên tử.

Các loại TSB khác nhau phân biệt với nhau ở lượng choán nước, cấu hình và kích thước, số lượng máy bay đóng trên TSB, kiểu và công suất các thiết bị năng lượng, số lượng và loại máy phóng và thiết bị hãm đà khi hạ cánh (аэрофинишер), số lượng và vị trí đặt sàn nâng máy bay v.v. Điều này được quy định qua các giai đoạn xây dựng và phát triển khác nhau cũng như bởi các khả năng chiến đấu khác nhau của chúng.

(http://www.navy.mil/navydata/ships/carriers/images/cva-19a2.jpg)
Phóng S2F-1 từ máy phóng hơi nước C-11 trên USS Hancock ngày 1 tháng 6 năm 1954

Các tàu sân bay loại "Midway" được chế tạo trong giai đoạn 1945-1947, được hiện đại hóa trong giai đoạn 1953-1967 và có lượng choán nước toàn thể 64.000 tấn. Trên TSB loại này có đến 70 máy bay đóng căn cứ. Tốc độ hành trình tối đa 32 hải lý, tầm bơi xa 8.000 dặm ở tốc độ hành trình 20 hải lý. Sử dụng thiết bị năng lượng tua bin nồi hơi gồm bốn động cơ có tổng công suất 156.000 kW. Trên hình 1.1 trình bày bố cục tàu sân bay "Coral Sea" (loại "Midway"). Điểm đặc trưng là việc sử dụng ba cơ cấu nâng máy bay : một ở phía mạn trái (1) và hai ở phía mạn phải ( 5, 7), sử dụng ba máy phóng hơi nước : hai máy ở phía sàn mũi (3, 4) và một máy ở sàn chéo góc (2). Ở loại tàu sân bay này, máy phóng được sử dụng là C-11-1 với chiều dài thoi phóng {10} là 67 m và năng lượng 51,8 x 10exp6 Joule, đảm bảo tăng tốc một máy bay trên hạm trọng lượng tối đa 25.000 kg đến tốc độ 230 km/h. Để máy bay hạ cánh, áp dụng thiết bị đai hãm - 8 kiểu Mk 7-2 năng lượng tiêu thụ 53,0 x 10exp6 J với bốn đường cáp hãm. Tốc độ hạ cánh cho phép của máy bay là 210 km/h với khối lượng 30.000 kg hoặc 273 km/h khi khối lượng 18.700 kg.

(http://scilib-avia.narod.ru/Pavlenko1/images/011.gif)
Рис. 1.1. Компоновка авианосца «Корал Си» (типа «Мидуэй»):
1, 5, 7 — самолетоподъемники; 2 — паровая катапульта на угловой палубе; 3, 4 — паровые катапульты в носовой части авианосца; 6 — надстройка; 8 — аэрофинишер

Hình 1.1. Bố cục tàu sân bay "Coral Sea" (lớp "Midway"):
1, 5, 7 - thang máy nâng máy bay, 2 - máy phóng hơi nước trên boong góc, 3, 4 - máy phóng hơi nước tại boong mũi tàu sân bay, 6 - Thượng tầng, 8 - thiết bị hãm khi máy bay hạ cánh

Để hạ cánh máy bay, sàn đáp chéo góc có chiều dài 210 m, rộng 27 m ở phần mũi và 36 m ở phần đuôi. Góc lệch của sàn đáp so với trục tàu sân bay là 10,5 °. Chiều dài lớn nhất của tàu sân bay là 298 m, còn chiều rộng của sàn bay - 72 m. Chiều cao mạn đến sàn boong bay là 26,5 m, mớn nước tối đa là 11 m.

Để chứa máy bay, trên TSB có thiết kế hầm chứa (hangar) dài 245 m, rộng 30 m và cao 7,8 m. Dọc theo hai bên của hầm chứa máy bay có bố trí các xưởng để bảo trì và sửa chữa máy bay, động cơ, vũ khí và trang bị.

Ở mạn phải bố trí khối cấu trúc thượng tầng 6 . Người ta cố gắng làm cho nó có kích thước tối thiểu để chiếm ít bề mặt sàn boong và giảm ảnh hưởng của nó đến việc máy bay hạ cánh. { 11 }

Đóng căn cứ trên TSB là một không đoàn máy bay chiến đấu, bao gồm một phi đội trinh sát-cường kích hạng nặng, hai hoặc ba phi đoàn cường kích, hai phi đoàn tiêm kích, một phi đội máy bay chống tàu ngầm, một phi đội trực thăng chống tàu ngầm, các phi đội hoặc các máy bay đơn lẻ làm nhiệm vụ trinh sát vô tuyến điện tử và tác chiến điện tử, tuần tiễu radar cảnh báo sớm trên không và tiếp dầu.

Để thực hành chiến đấu, TSB được trang bị hệ thống thông tin chỉ huy tác chiến (CICS; БИУС). Để đảm bảo hạ cánh an toàn, trên tàu sân bay có hệ thống kỹ thuật chiếu sáng đảm bảo cho máy bay hạ cánh trong điều kiện khí tượng đơn giản, và hệ thống hạ cánh tự động trong điều kiện thời tiết xấu.

Các tàu sân bay lớp "Forrestal" chế tạo trong giai đoạn 1955-1959, được hiện đại hóa vào cuối những năm bảy mươi - nửa đầu thập niên tám mươi, lượng choán nước toàn thể - 78.000 tấn. Trên TSB có thể cho 85 máy bay đặt căn cứ. Nó có công suất thiết bị năng lượng 199.000 kW và tốc độ hành trình tối đa 33 hải lý. Kích thước của chúng cũng lớn hơn so với các tàu sân bay lớp "Midway" : chiều dài lớn nhất 317 m, chiều rộng boong bay 77 m và độ cao mạn 29,67 m.

Trên các TSB loại này có sự thay đổi cả về cấu hình và bố trí các thang nâng máy bay (hình 1.2). Một thang nâng máy bay số 3 nằm ở phía mạn trái, còn ba thang nâng máy bay 6, 8, 9 - bên mạn phải (một thang nâng 6 - nằm phía trước cấu trúc thượng tầng và hai thang nâng khác số 8, 9 - ở phía sau cấu trúc thượng tầng). Điểm đặc trưng của tàu sân bay là sử dụng 4 máy phóng hơi nước, hai trong số đó nằm ở phần mũi tàu (4, 5), và hai - dọc theo sàn đáp chéo (1, 2), trong đó các máy phóng C-7 ở phần mũi có năng lượng tiêu thụ lớn bằng C-11-1. Tiêu thụ năng lượng của chúng là 79 × 10exp6 J, đảm bảo tăng tốc cho máy bay nặng 35.000 kg đến tốc độ 240 km/h, Các máy phóng 1 và 2 cùng phiên bản đó và có các đặc điểm tương tự như các máy phóng trên tàu sân bay lớp "Midway", còn thiết bị hãm 10 là phiên bản khác Mk7-3 có năng lượng tiêu thụ 65,4 × 10exp6 J. Nó đảm bảo hạ cánh cho máy bay trọng lượng 23.000 kg với tốc độ hạ cánh 273 km/h.

Trên tàu sân bay loại này chứa được 5880 tấn nhiên liệu hàng không và 1.600 tấn đạn dược. Thủy thủ đoàn 4940 người, trong đó 2.150 người là phi công và nhân viên kỹ thuật hàng không. { 12 }

Các tàu sân bay lớp "Kitty Hawk" được chế tạo trong giai đoạn 1961-1968. Đó là các tàu sân bay hiện đại nhất có tua bin nồi hơi. Lượng choán nước toàn thể loại TSB này là 81.000 tấn. Trên một tàu sân bay chứa được đến 90 máy bay. Kích thước tàu sân bay gần với kích thước TSB lớp "Forrestal".

(http://scilib-avia.narod.ru/Pavlenko1/images/013.gif)
Рис. 1.2. Компоновка авианосца типа «Форрестол»:
1, 2, 4, 5 — паровые катапульты; 3, 6, 8, 9 — самолетоподъемники; 7 — надстройка; 10 — аэрофинишер

Hình 1.2. Cách bố trí tàu sân bay lớp "Forrestal":
1, 2, 4, 5 - máy phóng hơi nước; 3, 6 , 8, 9 - thang máy nâng phi cơ; 7 - cấu trúc thượng tầng; 10 - thiết bị đai hãm hạ cánh

Chỉ khác là tăng chiều dài boong góc thêm 10 m nữa lên thành 220 m. Có sự thay đổi trong bố trí bốn thang máy nâng phi cơ (hình 1.3) : một thang nâng 1 - nằm phía mạn trái và ba thang nâng 6, 7, 9 - bên mạn phải. Thang nâng 1 phía mạn trái nằm ngoài đường băng hạ cánh phía sau máy phóng không giống như thang nâng phi cơ mạn trái của các tàu sân bay lớp "Forrestal", ở đó nó được đặt tại phần trước đường băng hạ cánh phía trước máy phóng. Hai thang máy nâng phi cơ 6 và 7 bên mạn phải được đặt phía trước cấu trúc thượng tầng 8, còn một thang nâng 9 - phía sau. Sự sắp xếp các máy nâng phi cơ như thế này thích hợp hơn xét từ quan điểm nhanh chóng đưa được máy bay lên sàn bay trong quá trình sử dụng máy bay vào hoạt động chiến đấu.

Thiết bị năng lượng tua bin nồi hơi của tàu sân bay loại này có công suất 206.000 kW. Tốc độ hành trình tối đa là 30 hải lý. {13 }

Trên tàu sân bay kiểu "Kitty Hawk" sử dụng bốn máy phóng công suất lớn hơn là loại C-13 và C-13-1 có năng lượng phóng 89,6 x 10exp6 ... 97,5 x 10exp6 J, đảm bảo tăng tốc máy bay khối lượng 37 000 ... 40.000 kg đến tốc độ 300 km/h. Thiết bị hãm khi hạ cánh có bốn dây cáp phanh cùng loại và tiêu thụ năng lượng giống như trên tàu sân bay lớp "Forrestal".

(http://scilib-avia.narod.ru/Pavlenko1/images/014.gif)
Рис. 1.3. Компоновка авианосца типа «Китти Хок»:
1 — самолетоподъемник левого борта; 2, 3, 4, 5 — паровые катапульты; 6, 7, 9 — самолетоподъемники правого борта; 8 — надстройка; 10 — аэрофинишер

Hình 1.3. Bố cục tàu sân bay lớp "Kitty Hawk":
1 - thang máy nâng phi cơ mạn trái; 2, 3, 4, 5 - máy phóng hơi nước; 6, 7, 9 - thang máy nâng phi cơ mạn phải; 8 - cấu trúc thượng tầng; 10 - thiết bị hãm đà khi hạ cánh

TSB lớp "Kitty Hawk" mang khối lượng nhiên liệu hàng không là 5.880 tấn và khối lượng đạn dược 1650 ... 2000 tấn. Thủy thủ đoàn 5.600 người, trong đó 2.500 là thành phần phi công và nhân viên kỹ thuật hàng không.
........

(tiếp)

TSB được trang bị 90 máy bay, ba tổ hợp tên lửa PK "Sea Sparrow", ba tổ hợp pháo phòng không 20 mm "Vulcan Phalanx", ba tổ hợp pháo 20 mm Mk68. TSB được trang bị một hệ thống thông tin và chỉ huy tác chiến NTDS, hệ thống dẫn đường vô tuyến TACAN, một đài radar phát hiện mục tiêu bay thấp, hai radar phát hiện mục tiêu đường không, một đài radar định vị đạo hàng, ba hệ thống phóng nhiễu thụ động và một hệ thống thông tin liên lạc qua vệ tinh.

Tàu sân bay hạt nhân đầu tiên của Mỹ là tàu sân bay "Enterprise" với cấu trúc sàn bay, bố trí các thang máy nâng phi cơ { 14 }, kiểu và và đặc tính về năng lượng của các máy phóng và thiết bị đai hãm hạ cánh, cũng tương tự như của các tàu sân bay lớp "Kitty Hawk". Tiếp theo đã đặt ky và đóng mới các tàu sân bay hạt nhân lớp "Chester W. Nimitz".

(http://scilib-avia.narod.ru/Pavlenko1/images/015.gif)
Рис. 1.4. Компоновка авианосца типа «Честер У. Нимитц»:
1 — самолетоподъемник Левого борта; 2, 3, 4, 5 — паровые катапульты; 6, 7, 9 — самолетоподъемники правого борта; 8 — надстройка; 10 — аэрофинишер

Hình 1.4. Cách bố trí tàu sân bay lớp "Chester W. Nimitz":
1 - thang máy nâng phi cơ mạn trái; 2, 3 , 4, 5 - máy phóng hơi nước; 6, 7 , 9 - thang máy nâng phi cơ mạn phải; 8 - cấu trúc thượng tầng; 10 - thiết bị hãm khi hạ cánh

Các tàu sân bay lớp "Chester W. Nimitz" bắt đầu được chế tạo vào cuối thập niên 60 và tiếp tục quá trình đóng tàu cho đến thời điểm hiện tại. Đây là lớp TSB hùng mạnh nhất trong số toàn bộ các loại tàu sân bay của các quốc gia tư bản chủ nghĩa. Tàu sân bay loại này có tổng lượng choán nước 92.000 tấn, Chiều dài tàu 333 m, chiều rộng - 40,8 m, chiều rộng của sàn boong bay - 76,8 m.

Công suất thiết bị năng lượng nguyên tử - 191.000 kW, đảm bảo tốc độ hành trình tối đa 30 hải lý. Cấu hình tàu sân bay và bố trí các máy phóng và thiết bị hãm đà khi hạ cánh cũng tương tự như của các tàu sân bay lớp "Kitty Hawk" (hình 1.4). Trên tàu sân bay sử dụng bốn máy phóng loại C-13-1 và thiết bị đai hãm xả đà loại Mk 7-3. Máy phóng C-13-1 có thể đảm bảo cho máy bay gia tốc 5g, đảm bảo tăng tốc cho máy bay có trọng lượng 40.000 kg đến tốc độ 300 km/h. Điều này cho phép máy bay cất cánh cùng hướng hành trình của tàu sân ở bất kỳ hướng và tốc độ gió nào.

Những phẩm chất hàng hải của tàu sân bay hạt nhân cho phép { 15 } sử dụng máy bay vào hoạt động chiến đấu khi biển động đến cấp 7.

Trên các tàu sân bay hạt nhân lớp "Chester W. Nimitz" người ta đặt căn cứ cho một không đoàn máy bay cánh cứng và trực thăng trên hạm. Thành phần không đoàn tùy thuộc vào chức năng nhiệm vụ. Tuy nhiên, thành phần biên chế điển hình bao gồm: một phi đội trinh sát-cường kích hạng nặng RA- 5C "Vigilante" gồm ba hoặc bốn máy bay, hai hoặc ba phi đoàn cường kích A-7 "Corsair-2" có 12-14 máy bay mỗi phi đoàn, một phi đoàn cường kích A-6A "Intruder" có 12 máy bay, hai phi đoàn tiêm kích F-14 "Tomcat" có 12 máy bay mỗi phi đoàn, một phi đội hoặc một phi đoàn máy bay chống tàu ngầm S-2 "Trekker" và S-3A "Viking" có 4-10 máy bay, một phi đội hoặc phi đoàn trực thăng chống tàu ngầm SH-3 "Sea King" và S-3 "Seasprite" có 4-8 máy bay trực thăng, một phi đội máy bay trinh sát kỹ thuật vô tuyến điện tử và tác chiến điện tử EA-6B "Prowler" có bốn máy bay, một phi đội máy bay tuần thám trên không E-2C "Hawkeye" có ba hoặc bốn máy bay và một phi đội máy bay tiếp dầu SC-6 "Intruder" có từ bốn đến sáu máy bay.

Tàu sân bay hạt nhân lớp "Chester W. Nimitz" trang bị các tổ hợp tên lửa PK, PPK, hệ thống thông tin và chỉ huy tác chiến, hệ thống định vị dẫn đường vô tuyến, câc đài radar, các hệ thống gây nhiễu và hệ thống thông tin liên lạc vệ tinh.

1.1.1. Phương tiện kỹ thuật đảm bảo bay cho máy bay trên các tàu sân bay

(http://www.invisiblethemepark.com/wp-content/uploads/2013/02/Aircraft-Carrier-Steam-Catapult-1953.jpg)
Nguyên lý máy phóng hơi nước qua con mắt họa sĩ trong một bản vẽ năm 1953 mô tả HMS Perseus

Việc cất cánh và hạ cánh của các máy bay chiến đấu hiện đại trên tàu sân bay chỉ có thể thực hiện được nhờ sự trợ giúp của các thiết bị đặc biệt - máy phóng để tăng tốc cho máy bay chạy đà cất cánh và đai hãm xả đà - để phanh hãm và dừng hẳn máy bay lại khi đáp hạ trên sàn boong đáp. Để thực hiện các chuyến bay cho máy bay, việc kiểm soát chỉ huy chúng, rồi sau đó cho chúng hạ cánh cần phải có tổ hợp một loạt các phương tiện kỹ thuật vô tuyến điện tử, thiết bị chiếu sáng. Việc di chuyển một số lượng lớn máy bay trên tàu sân bay trong hangar, trên boong bay, đòi hỏi một số lượng lớn phương tiện kỹ thuật, chúng cần thiết để đảm bảo an toàn phòng cháy chữa cháy, để nạp cho máy bay các loại vũ khí, nhiên liệu, dầu nhờn, chất lỏng và chất khí.

Các phương tiện kỹ thuật quan trọng nhất để đảm bảo chuyến bay cho các máy bay trên hạm trên tàu sân bay là máy phóng, tấm phản xạ dòng khí động cơ phản lực của máy bay { 16 }, thiết bị đai hãm, rào cản cứu nạn khẩn cấp, hệ thống chiếu sáng hạ cánh và hệ thống hạ cánh tự động, hệ thống truyền hình kiểm soát hạ cánh, thiết bị chữa cháy và các phương tiện kỹ thuật di động làm công tác đảm bảo.

Máy phóng. Các tàu sân bay hiện đại, như trên đã trình bày, được trang bị bốn máy phóng hơi nước. Máy phóng khi chiều dài đường phóng 94,5 m và chiều dài hành trình của thoi phóng 77 m, có khả năng gia tốc tạo đà cho máy bay kiểu F-14A "Tomcat" có khối lượng 33 000 kg đến vận tốc 260 ... 300 km /h trong sau 2... 2,5 giây đồng hồ.

Máy phóng là một thiết bị có hai xi-lanh bố trí song song với các piston được gắn với nhau bằng yếu tố liên kết được gọi là thoi phóng (hình 1.5). Hơi nén áp suất đến 8000 kPa tác động đến cả hai piston (trọng lượng của mỗi quả piston 2.722 kg, đường kính 46 cm), làm chúng di chuyển bên trong các xi lanh nằm dưới sàn đáp. Các xi lanh đóng kín bằng 2 tấm cửa có thể tháo rời của sàn boong, có rãnh khoét để thoi máy phóng nói ở trên di chuyển trong đó. Phần phía trên của nó nằm trên sàn bay, gắn vào nó là cáp kéo hoặc trực tiếp là sát-xi càng mũi máy bay.

(http://scilib-avia.narod.ru/Pavlenko1/images/017.gif)
Рис. 1.5. Особенности конструкции паровой катапульты:
а — стартовое положение самолета; б — разгон самолета; в — сход самолета с катапульты; 1 — задержник; 2 — челнок; 3 — трек катапульты; 4 — цилиндр катапульты; 5 — поршень; 6 — захват; 7 — механизм натяжения; 8 — плунжер торможения поршня; 9 — гидротормозная часть катапульты; 10 — вода; 11 — устройство возврата поршней

Hình 1.5. Đặc điểm kết cấu một máy phóng hơi nước:
a - tư thế phóng của máy bay; b - máy bay chạy đà; c - máy bay ra khỏi máy phóng; 1 - neo hãm; 2 - thoi; 3 - vệt máy phóng; 4 - xi lanh máy phóng; 5 - piston; 6 - kẹp; 7 - cơ cấu căng; 8 - cần phanh piston; 9 - phanh thủy lực của máy phóng; 10 - nước; 11 - thiết bị thu hồi piston.

Các xi lanh được ghép từ các đoạn liên kết bằng vít (dài 3,6 m), chế tạo bằng thép không gỉ. Khe dọc suốt toàn bộ chiều dài thân xi lanh để khâu liên kết hai piston tự do chuyển động qua lại, được đóng kín bằng một dải thép dẻo đặc biệt, được ghì chắc xuống dưới bằng các lò-xo. Khi các piston đi qua, dải này bị ép xuống bởi một vấu cam đặc biệt, đóng kín rãnh trượt sau khi các piston đi qua và không để cho hơi nước thoát ra ngoài.

Thoi suốt đồ sộ kết nối với các quả piston, có hành trình tự do trong vệt phóng, mà ở cuối vệt trong đoạn dài 1,5 m, chúng bị phanh lại bởi thiết bị phanh thủy lực, có dạng tay cần pít tông hình nón. Dưới sàn boong nó được gắn với khâu liên kết piston và ở cuối hành trình của mình, chúng đi vào một xi lanh đặc biệt chứa đầy nước. Do bị nén và sự chuyển động của nước thông qua các lỗ định hình trong cần pit tông tất cả các yếu tố chuyển động sẽ được phanh hãm đến khi dừng hẳn.

(http://navyaviation.tpub.com/14014/img/14014_86_1.jpg)
Thiết bị phóng máy bay

Cả hai xi lanh công tác và thiết bị phanh của máy phóng đều bố trí dưới sàn bay trong một máng đặc biệt kích thước 1,2 × 1,3 m. Hơi nước sản sinh trong nồi hơi của tàu sân bay sẽ đi vào bộ thu hơi (bao hơi) thông qua hệ thống các đường ống dẫn hơi có đường kính 20 cm.

Trước khi cất cánh, máy bay đậu trên máy phóng, định tâm trên máy và gắn vào thoi bằng các móc lcáp thép. Để ngăn chặn chuyển động sớm của máy bay dưới ảnh hưởng sức đẩy của các động cơ riêng, nó được gắn vào một cơ cấu gọi là chốt khóa nằm trên sàn bay nhờ sự trợ giúp của một vòng định chuẩn, sẽ bị rứt đứt khi thoi máy phóng khởi đầu di chuyển. Năng lượng của máy phóng có thể điều chỉnh tùy thuộc vào trọng lượng cất cánh của máy bay, vận tốc mong muốn cuối cùng và các điều kiện cất cánh khác. Vận tốc chạy đà cuối cùng, phụ thuộc vào giới hạn về độ bền của kết cấu máy bay và quá tải cho phép đối với thành phần bay, phải bằng với tốc độ tách đất tối thiểu của máy bay đó, còn để giữ an toàn, thậm chí nó được người ta nâng lên thêm 10-15%. { 18 }

Sau khi máy bay cất cánh với sự giúp đỡ của máy phóng, thoi phóng sẽ trở lại vị trí ban đầu của nó. Vì mục đích này người ta sử dụng một thiết bị dưới dạng cơ cấu kẹp được dẫn động bởi hệ thống ròng rọc.

(http://scilib-avia.narod.ru/Pavlenko1/images/019.gif)
Hình 1.6. Hình dạng bên ngoài tấm phản xạ luồng phản lực của máy bay, đặt trên TSB.

Thiết bị phản xạ dòng phản lực của động cơ máy bay. Sau khi đặt máy bay lên máy phóng, người ta dựng lên đằng sau máy bay tấm phản xạ dòng phản lực. Đó là tấm hợp kim nhôm (chiều rộng 10,8 m, chiều cao 4,2 m), làm mát bằng nước biển và có thể chịu được nhiệt độ trên 1260 ° C (hình 1.6). Việc làm lệch dòng phản lực là cần thiết để tránh đột biến máy nén hoặc dừng bất ngờ động cơ của máy bay đậu đằng sau, cũng như các trường hợp phá hủy bầu che ăng-ten của máy bay đang chờ đến lượt mình lên máy phóng. Hơn nữa, điều này được thực hiện còn nhằm ngăn chặn việc bắt lửa của vật nổ hoặc động cơ tên lửa nhiên liệu rắn của các máy bay đỗ phía sau và bảo vệ đội ngũ nhân viên đang ở trên boong bay. Trước các thiết bị phản xạ dòng phản lực trên sàn bay có bố trí các tấm pa-nen làm mát bằng nước, để đảm bảo nhiệt độ bình thường cho những người làm việc trong khu vực máy phóng. { 19 }

Đai hãm đà hạ cánh - phương tiện cơ bản để phanh hãm máy bay khi hạ cánh trên sàn đáp. Đó là những sợi cáp thép (đường kính 35 mm, chiều dài 36 m), căng ngang đường băng sàn đáp trong khu vực các máy bay tiếp sàn.

(http://scilib-avia.narod.ru/Pavlenko1/images/020.gif)
Рис. 1.7. Схема работы аэрофинишера:
1 — приемный трос; 2 — тросоподъемники; 3 — поршень аккумулятора; 4 — аккумулятор; 5 — воздушный баллон аккумулятора; 6 — трос; 7 — подвижная блочная обойма; 8 — плунжер; 9 — цилиндр; 10— неподвижная блочная обойма

Hình 1.7. Sơ đồ làm việc của thiết bị đai hãm đà hạ cánh:
1 - cáp tiếp thu máy bay; 2 - pu-li nâng cáp; 3 - piston của ắc-quy; 4 - ắc-quy; 5 - bình khí của ắc-quy; 6 - cáp; 7 - khối đai giữ di động; 8 - pit tông; 9 - xi lanh; 10 - khối đai giữ cố định

Mỗi TSB có bốn đường cáp thép như vậy, được nâng lên trên mặt boong ở độ cao 10-15 cm. Chúng kết nối bằng các ổ mufta với các cáp thép nằm bên dưới mặt boong có chiều dài khoảng 600 m và thông qua một hệ thống ròng rọc đi xuống dưới, tại đó bố trí các động cơ của thiết bị đai hãm đà và các bộ giảm xóc thủy lực. Động cơ quấn cáp vào trống tời, tạo ra sức căng cần thiết tùy thuộc vào trọng lượng và tốc độ hạ cánh của máy bay (hình 1.7).

Hiện nay, trên các tàu sân bay đang lắp đặt thiết bị đai hãm đà hạ cánh kiểu trống.

Khi hạ cánh, móc cáp của máy bay sẽ chụp vào một trong các đường cáp của thiết bị hãm đà. Cáp bị kéo căng cuốn vào trống tời, có đường kính biến đổi và gắn với thiết bị phanh thủy lực. Máy hãm sẽ phan từ từ máy bay trên đoạn chạy xả đà dài 90 m trong vòng { 20 } từ 2,5-3 giây đồng hồ. Quá tải trong trường hợp này không vượt quá 5g. Để kiểm soát thiết bị hãm người ta thiết kế một trạm đặc biệt, mà từ bàn điều khiển của nó, người vận hành có thể điều chỉnh đại lượng sức căng của các cáp hãm đến trị số cần thiết để phanh các máy bay có trọng lượng hạ cánh đến 24 tấn và vận tốc đến 250 km/h.

Tại thời điểm máy bay dừng lại, cáp hãm được kéo căng gần như trên toàn bộ chiều dài cáp. Sau khi giải phóng móc khỏi cáp, máy bay sẽ lăn bánh vào khu vực an toàn của sàn đáp, còn cáp hãm được chuẩn bị để tiếp thu các máy bay khác.
.........

(tiếp)

Rào chắn khẩn cấp được sử dụng trong trường hợp hạ cánh khẩn cấp. Nó có dạng một lưới nylon, căng giữa hai trụ, có dẫn động để nâng nhanh và chất dồn nhanh trên sàn boong. { 21 } Lưới gồm dây văng trên và dây văng dưới, giữa 2 dây văng căng các dải băng đứng, ghìm giữ cạnh phía trước của cánh máy bay (hình 1.08). Chiều cao rào chắn xác định sao cho đường cáp văng theo phương ngang phía trên đi qua ở mức cao hơn đèn cabin phi công, còn đường cáp dưới - văng ngang ở mức trụ bệ càng máy bay. Trạng thái quá tải khi hạ cánh trên rào chắn phần nào cao hơn so với khi hạ cánh bình thường, nhưng máy bay chỉ bị những tổn thương nhẹ. Thời gian cần thiết để tách rào cản khỏi máy bay vượt quá thời gian cần thiết để dỡ móc hạ cánh ra khỏi đường cáp của đà hãm. Việc cài đặt và tháo lắp, cũng như việc giải phóng máy bay ra khỏi lưới sẽ phá vỡ nhịp độ tiêu chuẩn của quá trình hạ cánh bình thường.

(http://scilib-avia.narod.ru/Pavlenko1/images/021.gif)
Рис. 1.8. Аварийный барьер авианосца из нейлоновых лент для задержки самолета при посадке в аварийной ситуации:
а — на подходе самолета к барьеру; б — самолет захвачен барьером

Hình 1.8. Rào chắn khẩn cấp bằng dây nylon để ghìm giữ máy bay hạ cánh trong trường hợp khẩn cấp:
a - máy bay tiếp cận rào chắn; b - máy bay bị rào chắn chụp giữ

Hệ thống thiết bị kỹ thuật chiếu sáng (Optical Landing System (OLS) (nicknamed "meatball" or simply, "Ball")) đảm bảo hạ cánh máy bay trên boong đáp trong điều kiện thời tiết đơn giản. Nó được lắp đặt trên một mặt nền ổn định, nằm ngoài giới hạn mạn tàu sân bay. Khối quang học của hệ thống bao gồm 5 đèn chiếu dạng thấu kính sắp xếp nối tiếp. Mỗi đèn chiếu phát ra một chùm sáng trong mặt phẳng phương vị ở góc 40 ° và trong mặt phẳng thẳng đứng - ở góc 1,5 °, trong khi đó ba đèn chiếu giữa cho ánh sáng màu vàng (trên đường trượt (glissade) dự kiến ở góc 3,5-4 °), đèn chiếu trên - ánh sáng trắng không đổi, đèn chiếu dưới - ánh sáng nhấp nháy màu đỏ. Trên cả hai phía của các đèn chiếu giữa bố trí các đèn tín hiệu xanh lục nhấp nháy cho phép hạ cánh (hai) và đèn tín hiệu màu đỏ theo phương đứng - cấm hạ (năm), bên phải và bên trái của loại sau, đồng mức với ô đèn chiếu trung tâm của khối quang học có bố trí 6 đèn tín hiệu xanh lục không đổi (gọi là đèn tín hiệu định chuẩn - опорные огни). Khi máy bay vào hạ cánh đi vào đúng chùm glissade quy định, phi công sẽ nhìn thấy ánh đèn tín hiệu vàng và đèn tín hiệu định chuẩn màu xanh lá cây trên cùng một mức. Việc giữ chúng đồng mức (hình 1.9) cho phép phi công thực hiện thao tác hạ cánh chính xác xuống tàu sân bay (máy bay sẽ được dây cáp hãm thứ ba của cơ cấu đai hãm đà hạ cánh chụp giữ). Cự ly nhìn thấy đèn tín hiệu vào các thời điểm khác nhau trong một ngày đêm là từ 1,5-4 km. { 22 }

(http://upload.wikimedia.org/wikipedia/commons/3/34/FS_CdG_Optics.jpg)
Hệ thống các đèn thấu kính quang học phục vụ việc hạ cánh máy bay trên TSB Pháp Charles de Gaulle (The Fresnel Lens Optical Landing System of Charles de Gaulle) trong hệ thống IFLOLS (Improved fresnel lens optical landing system)

(http://scilib-avia.narod.ru/Pavlenko1/images/022.gif)
Рис. 1.9. Светотехническая система посадки самолетов на палубу авианосца

Hình 1.9. Hệ thống kỹ thuật chiếu sáng cho máy bay hạ cánh trên sàn đáp tàu sân bay

(http://upload.wikimedia.org/wikipedia/commons/thumb/3/37/Point_stabilization.png/800px-Point_stabilization.png)

(http://upload.wikimedia.org/wikipedia/commons/thumb/9/96/IFLOS_Lighting.svg/800px-IFLOS_Lighting.svg.png)
Sơ đồ các thành phần OLS (Optical Landing System) trên TSB Mỹ (http://en.wikipedia.org/wiki/Optical_landing_system)

Nhờ sự trợ giúp của hệ thống hạ cánh tự động trong các điều kiện thời tiết bất lợi máy bay sẽ thực hiện vào tiếp cận và hạ cánh ở chế độ tự động (từ cự ly 8-14 km), cũng như trong chế độ bán tự động (lái theo đèn chỉ thị của hệ thống) và chế độ phi công điều khiển trực tiếp (theo lệnh của điều hành viên đài radar hạ cánh). Hệ thống bao gồm các thiết bị được lắp đặt cả trên tàu và trên máy bay. Thiết bị trên tàu gồm có radar kiểm soát quá trình hạ cánh AN/SPN-10 và AN/SPN-42, thiết bị ổn định, bù lệch (độ nghiêng ngang, độ chúi dọc, độ dịch chuyển theo phương thẳng đứng và độ khớp sàn boong đáp), các máy tính dẫn đường, thiết bị truyền dữ liệu, bảng điều khiển và màn hiển thị radar.

(http://i98.photobucket.com/albums/l261/SpazSinbad/PilotBedfordArrayViewLSOaugust2011.gif)
Ví dụ về sơ đồ hệ thống hạ cánh thị giác Bedford Array trên TSB Hoa Kỳ của công ty QinetiQ, được Hải quân Mỹ thử nghiệm từ năm 2012. Hệ thống mới sẽ thay cho hệ thống cũ IFLOLS. Theo quảng cáo của một trong những người thiết kế hệ thống mới thì việc hạ cánh theo kiểu này đối với phi công dễ như chơi game. ;D (http://lenta.ru/news/2011/10/24/software/)

Trong số thiết bị trên máy bay có máy thu, máy lái tự động, thiết bị kiểm soát chuyến bay tự động, màn chỉ thị của phi công. Máy thu nhận các tín hiệu từ các thiết bị trên tàu, đảm bảo kiểm soát tự động các eleron, bánh lái độ cao và hướng, các bề mặt khí động học khác, ngoài ra còn là lực đẩy của động cơ khi vào tuyến hạ cánh.

Dữ liệu về máy bay đến từ radar AN/SPN-42, các bộ bù chuyển động mặt boong của tàu sân bay và ổn định ăng-ten, cũng như các cảm biến thủy lực và gia tốc được áp dụng trong các máy điện toán tính toán định vị dẫn đường. Nó xác định đại lượng độ lệch tuyến tính của máy bay khỏi quỹ đạo hạ cánh quy định và thông qua máy phát truyền mệnh lệnh điều khiển độ nghiêng và độ chòng chành đến thiết bị lái tự động và màn hiển thị của phi công. Lệnh điều khiển được truyền thông qua hệ thống thông tin-chỉ huy tác chiến NTDS - ATDS.

(http://topwar.ru/uploads/images/2013/674/tbec538.jpg)

Ban đầu, máy bay thực hiện thao tác vào tuyến hạ cánh với sự trợ giúp của hệ thống đạo hàng định vị TACAN, theo lệnh của điều hành viên đài radar hoặc theo màn chỉ thị (chế độ bán tự động). Hệ thống này có thiết bị bù hiệu chỉnh chuyển động của sàn boong đáp. Các tín hiệu bù sai bắt đầu đến máy bay 12,5 giây trước khi hạ cánh. Khoảng 500-600 m trước điểm tiếp xúc của đường bay, máy bay bắt đầu đồng bộ hóa theo sự chuyển động của mặt boong TSB. Khi hạ cánh bằng tay (người lái điều khiển trực tiếp), việc bù sai như vậy là không thể do phản ứng tương đối chậm của người phi công. Các chuyên gia Mỹ cho rằng từ buồng lái máy bay, sẽ rất khó để xác định kịp thời và chính xác hướng di chuyển và tốc độ di chuyển của sàn boong, do đó thực hiện chế độ hạ cánh tự động { 23 } trong điều kiện thời tiết bất lợi có độ an toàn cao hơn.
..........

(tiếp)

Máy thu VCR ghi thông tin vào băng từ rộng 50,8 mm cuộn trong hộp băng, có dung lượng ghi 1,5 giờ. Theo một trong hai kênh người ta ghi các cuộc đàm thoại giữa phi công và sĩ quan kiểm soát quá trình hạ cánh, cũng như đội ngũ chỉ huy chuyến bay và các điều độ viên trung tâm kiểm soát không lưu. Một kênh khác được sử dụng để nhận xét khi họp bình giá các chuyến bay.{ 24 }

Một hệ thống như vậy, theo các chuyên gia nước ngoài, tạo rất nhiều điều kiện cho việc bình giá các chuyến bay, bởi vì tất cả các cuộc hạ cánh thực hiện trên boong tàu sân bay, đều được ghi lại trên máy ghi hình từ tính VCR. Việc ghi hình có thể tiến hành cả vào ban đêm, nhờ sự chiếu sáng đặc biệt tại boong thượng. Mỗi phi công có khả năng nhìn thấy và đánh giá việc vào hàng tuyến hạ cánh của bản thân mình và cả việc vào hàng tuyến hạ cánh của các phi công khác, cũng như phân tích các trao đổi qua điện đài với ban lãnh đạo các chuyến bay. Người sĩ quan chỉ huy hạ cánh có màn hình kiểm soát riêng, cho phép anh ta bất cứ lúc nào cũng có thể xác minh tính chính xác trong việc anh ta truyền các lệnh sửa lỗi và theo dõi tính chính xác trong việc thực hiện chúng. Một trong những lợi thế của hệ thống là khả năng phân tích khách quan các sự cố bay.

Theo thông tin trên báo chí Mỹ, với việc trang bị cho tất cả các tàu sân bay hệ thống tự động hóa trong mọi điều kiện thời tiết, xác suất hạ cánh thành công của các máy bay ngay trong lần vào hàng tuyến đầu tiên đã tăng lên đến 80%.

Trang thiết bị chữa cháy bao gồm xe cứu hỏa, cần cẩu tự hành, lăng phun nước chữa cháy, bao được toàn bộ sàn đáp với các khoảng chồng lấn nhau đáng kể, các bình xịt dập lửa của bản thân máy bay và tàu chiến. Xe cứu hỏa để dập tắt đám cháy (trọng lượng 14 tấn) chứa 3780 lít nước bình thường và 500 lít nước "nhẹ". Các súng phun phun được các thành phần trên trong bán kính 45 mét, theo số liệu báo chí Mỹ, lượng nhiên liệu khối lượng 11t đang cháy sẽ bị dập tắt hết trong khoảng 4 phút. Trên các tàu sân bay cũng có một xe cứu hỏa bố trí hai tháp pháo đặt súng phun có nhiệm vụ phun chất dập lửa. Một trong số đó (làm việc thủ công) có khả năng bơm truyền chất lỏng 3000 lít/phút, chiếc thứ hai (điều khiển từ xa) - 1100 lít/phút. Lăng chữa cháy có lưu lượng 300 lít/phút. Bồn chứa của xe cứu hỏa có thể kết nối với đường trục cấp nước cứu hỏa của tàu.

Cần cẩu tự hành, có bố trí ở cuối tay cần một vòi phun để dập lửa, sẽ đẩy chiếc máy bay đang cháy xuống biển. Nó được điều khiển bởi một lái xe ngồi trong buồng lái hoặc điều khiển từ xa ở khoảng cách 15 m.

Các sàn boong bay trên các tàu sân bay có trang bị sẵn các vòi phun nước, phân bố dọc hai mạn và trên sàn boong để chữa cháy.

Ngoài các máy bay cánh cứng và các trực thăng, trên boong luôn luôn có một số lượng lớn các thiết bị kỹ thuật di động làm công tác đảm bảo. Chẳng hạn, trên một tàu sân bay có một cẩu tự hành (sức nâng {25} khoảng 25 tấn), 20-25 xe kéo máy bay, 10 máy nén khí di động, 10 tời thủy lực, 10-12 xe nâng tự hành, 9-11 xe kéo mooc chứa oxy lỏng, 16 rơ moóc hạng nặng vận chuyển động cơ và phần đuôi của máy bay để đi sửa chữa, máy phát điện tua bin khí phát dòng AC và DC, các xe khởi động hàng không tự hành hoặc được kéo theo, các loại kích, máy điều hòa không khí, các thanh dẫn, guốc hãm, dây xích neo.

Theo quan điểm của Bộ Chỉ huy Hải quân Mỹ, việc đảm bao cho các chuyến bay trên tàu sân bay là một quá trình khá phức tạp, phụ thuộc hoàn toàn vào nhiệm vụ chiến đấu phải thực hiện. Vì vậy ngày nay, vấn đề tiếp tục cải tiến các phương tiện kỹ thuật, đảm bảo việc cất và hạ cánh cho các khí cụ bay theo tần suất đòi hỏi, mang tính chất đặc biệt cấp thiết.

1.1.2. Các đặc điểm sử dụng tàu sân bay trong tác chiến

(http://media-cache-ec0.pinimg.com/736x/72/30/9d/72309d1fa4a1243276e91464f97694cd.jpg)
Tàu sân bay nguyên tử đầu tiên hoạt động trong Chiến tranh xâm lược của Mỹ tại Việt Nam: USS "Enterprise" CVN-65, ngày 24 tháng 9 năm 1960 trong lễ đặt tên cho tàu tại nhà máy đóng tàu Newport New.

Các tàu sân bay, như kinh nghiệm cuộc chiến tranh xâm lược ở Việt Nam đã chỉ ra, giữ nhiệm vụ rất quan trọng trong các cuộc chiến tranh cục bộ. Ngoài ra, các chiến lược gia của nước Mỹ coi chúng là công cụ tối quan trọng nhằm đạt được các mục tiêu chính trị trong thời bình bằng cách "biểu dương lực lượng".

Thông thường, các tàu sân bay cùng với các tàu hộ tống hoạt động trong thành phần các nhóm TSB đa năng (tấn công). Các chuyên gia quân sự nước ngoài cho rằng để bảo vệ một tàu sân bay hạt nhân cần điều động bốn tàu tuần dương mang vũ khí tên lửa có điều khiển (УРО; Guided missile cruiser; CA, CLG, CG, CGN) chạy bằng năng lượng hạt nhân, còn tàu sân bay thông thường - cần đến mười tàu mặt nước các loại tuần dương hạm, khu trục hạm, frigate. Ngoài ra, trong đội hình hộ tống còn có các tàu ngầm nguyên tử mang vũ khí ngư lôi, triển khai trên các hướng có nhiều khả năng gặp phải tàu ngầm đối phương. Do không đủ số tàu chạy năng lượng hạt nhân, người ta cho phép đội hộ tống có thành phần hỗn hợp - các tuần dương hạm nguyên tử mang tên lửa có điều khiển và các tàu khu trục lớp "Spruance".

Đánh giá theo báo chí nước ngoài, khi bắt đầu các hoạt động tác chiến có kế hoạch huy động ngay các tàu sân bay để giải quyết các nhiệm vụ cơ bản sau đây: chiếm lĩnh và duy trì ưu thế thống trị trên biển, giáng các đòn tấn công hạt nhân vào các mục tiêu trên biển và trên bờ, tiến hành hoạt động phong tỏa các vùng biển, bảo vệ các đường giao thông trên các đại dương và trên biển, {26} đảm bảo cho các chiến dịch đổ bộ TQLC, yểm trợ đường không cho hoạt động của lực lượng mặt đất tại các hướng ven biển.

Chiếm lĩnh và duy trì sự thống trị trên biển trù tính nhằm giành ưu thế trên không, trên biển và dưới mặt nước, đủ để có thể (theo thời gian và quy mô) thực hiện các chiến dịch cần thiết. Đánh giá theo các tài liệu của báo chí nước ngoài, đó chính là nhiệm vụ chủ yếu của hạm đội Mỹ. Bộ chỉ huy Hải quân Mỹ gắn việc giải quyết nó trước hết với việc sử dụng các tàu sân bay đa mục đích, những con tàu đó trong các điều kiện hiện nay có khả năng chiến đấu với kẻ thù trên không, trên mặt nước và dưới mặt nước.

Tùy thuộc vào tình hình và các nhiệm vụ đề ra, các tàu sân bay Mỹ hiện đại có thể hoạt động đồng thời trong phương án tấn công và chống tàu ngầm, cũng như trong phương án tấn công hoặc chống tàu ngầm riêng. Phương án xung kích-chống ngầm được coi là phương án cơ bản khi chiếm lĩnh ưu thế thống trị trên biển. Trường hợp này, thành phần không đoàn trên TSB sẽ gồm có các máy bay cường kích hạng nặng-trinh sát RA- 5C "Vigilante" (một phi đội, ba máy bay), máy bay cường kích A-6 "Intruder" và A-7 "Corsair" (ba phi đoàn 40 máy bay), máy bay tiêm kích F-14 "Tomcat" (hai phi đoàn 24 máy bay), máy bay chống ngầm S-3 "Viking" (một phi đoàn 10 máy bay), trực thăng chống tàu ngầm SH-3 "Sea King" (một phi đoàn tám trực thăng), máy bay AWACS E-2 "Hawkeye" (bốn máy bay), các máy bay chế áp điện tử EA-6B "Prowler", các máy bay tiếp dầu KA-6 "Intruder" (bốn máy bay).

Phương án tấn công dự định tập trung nỗ lực chủ yếu vào việc tấn công các mục tiêu trên bờ biển và yểm trợ lực lượng mặt đất. Phương án này chỉ khả thi sau khi chiếm lĩnh được ưu thế thống trị trên biển và trên không. Trong đó số lượng máy bay cường kích tăng lên nhờ giảm một chút số máy bay tiêm kích và máy bay chống tàu ngầm.

Đánh giá theo tài liệu của báo chí Mỹ, phương án chống tàu ngầm dự định sẽ sử dụng tàu sân bay để bảo vệ các tuyến giao thông trên biển và đại dương, đảm bảo việc triển khai lực lượng chiến lược. Trong trường hợp này, hoạt động trong thành phần của không đoàn trên TSB có thể có đến 36 máy bay và trực thăng chống tàu ngầm (tức là khoảng 40% tổng số máy bay trên tàu sân bay).

Việc thay đổi thành phần không đoàn trên TSB nhằm phản ứng lại một cách đúng đắn trước các mối đe dọa dự kiến sẽ tới { 27 } là ưu thế quan trọng của loại TSB đa năng. Sự linh hoạt về mặt tác chiến như vậy có thể thực hiện được nhờ việc di chuyển máy bay từ một tàu sân bay này sang TSB khác, hoặc bay chuyển các máy bay từ các sân bay ven biển tới.

Một trong những nhiệm vụ cần được giải quyết trong quá trình chiếm lĩnh sự thống trị trên biển - đấu tranh với các nhóm tàu mặt nước của đối phương. Các máy bay cường kích trên hạm, các tàu mặt nước và tàu ngầm hạt nhân thuộc thành phần lực lượng hộ tống được huy động tham gia nhiệm vụ đó.

Các máy bay cường kích hạm được coi là phương tiện quan trọng nhất trong nhiệm vụ tấn công tàu chiến địch trên biển. Chúng có thể sử dụng tên lửa có điều khiển "không-đối-diện" và bom. Theo số liệu báo chí nước ngoài, các máy bay cường kích có thể tấn công hiệu quả các tàu mặt nước trong bán kính 1300-1800 km. Khi tính đến việc nhóm tàu sân bay có khả năng vượt qua tới 600 dặm (1.110 km) mỗi ngày, các máy bay của nó trong khoảng thời gian này khi điều kiện thuận lợi, có thể thực hiện kiểm soát hiệu quả khu vực mặt nước có diện tích khoảng 3.000.000 km2. Các chuyên gia quân sự nước ngoài cũng nhấn mạnh rằng, các tàu sân bay hạt nhân có khả năng thực hiện các hoạt động chiến đấu không ngừng nghỉ trong suốt hai tuần liền với tần suất hoạt động xuất kích hai phi vụ mỗi ngày cho mỗi máy bay trên TSB.

Phương pháp hoạt động chính của hàng không hải quân trên hạm trên không gian chiến trường biển và đại dương - giáng các đòn tấn công quy mô lớn từ nhiều hướng ở độ cao thấp. Các hoạt động của các nhóm tấn công gồm các cường kích hạm được đảm bảo bởi biện pháp tổ chức phát hiện sớm và theo dõi các tàu mặt nước của đối phương, dẫn đường cho máy bay cường kích bay tới tấn công các mục tiêu.

Để nâng cao các khả năng cho lực lượng tàu sân bay trong cuộc chiến chống lại các nhóm tàu mặt nước, Bộ Chỉ huy Mỹ lên kế hoạch vũ trang tất cả các máy bay cường kích hạm và máy bay chống tàu ngầm, các máy bay tuần biển căn cứ bờ, các tàu tuần dương, tàu khu trục và frigate, các tàu ngầm nguyên tử mang ngư lôi, bằng các tên lửa chống hạm có điều khiển "Harpoon" có tầm bắn PO km. Kết quả là, nhóm tàu sân bay sẽ có khả năng sử dụng đồng thời chống lại các tàu mặt nước của đối phương vài chục tên lửa như vậy. Trong đó, như các chuyên gia nước ngoài nhận định, các máy bay cường kích có thể tấn công các tàu chiến mà không đi vào phạm vi hoạt động của vũ khí tiêu diệt mục tiêu trên không của chúng, điều đó làm tăng hiệu quả các đòn tấn công của không quân.

Tham gia giáng đòn tấn công vào các tàu chiến trên biển còn có {28} các nhóm tìm kiếm- tấn công, được trang bị trong biên chế vũ khí loại tên lửa "hải-đối-hải", pháo hạm và các thiết bị phóng ngư lôi.

Để đấu tranh chống các tàu ngầm người ta sử dụng các máy bay và trực thăng chống ngầm, các tàu mặt nước hộ tống, các tàu ngầm hạt nhân mang ngư lôi, các máy bay tuần biển đóng căn cứ trên bờ. Các lực lượng này có khả năng kiểm soát môi trường dưới nước trong vòng bán kính 200 dặm (khoảng 370 km) từ tàu sân bay.

Khi đồng thời giải quyết các nhiệm vụ chiến đấu chống tàu mặt nước và tàu ngầm đối phương, theo các chuyên gia quân sự NATO, tàu sân bay liên tục bị buộc phải thay đổi hướng và tốc độ, tiến hành sắp xếp lại đội hình trong trật tự, điều này gây ra những hạn chế đáng kể trong việc thực hiện cất cánh và hạ cánh của các máy bay và nói chung nó làm giảm các khả năng chiến đấu của tàu sân bay.

Đánh giá theo các tài liệu nước ngoài, khi hiện diện nhiều dạng đe dọa, khi sự tự do cơ động của tàu sân bay trở thành yếu tố quyết định trong việc duy trì sự ổn định tác chiến của nó, việc chiến đấu với các tàu mặt nước sẽ được các máy bay "Harrier" thực hiện thành công, chúng có khả năng cất cánh và hạ cánh trên sàn bay, bất kể hướng di chuyển của tàu sân bay.

Việc giáng đòn tấn công hạt nhân vào các mục tiêu trên biển và trên bờ biển, theo ý kiến của các chuyên gia hải quân Mỹ và NATO, vẫn sẽ là nhiệm vụ quan trọng nhất của hàng không trên hạm sau khi chiếm lĩnh quyền thống trị trên biển. Các tàu sân bay được Bộ Chỉ huy Mỹ xem là đội dự bị của các lực lượng tấn công chiến lược. Tuy nhiên, nhiệm vụ tham gia vào một cuộc tấn công hạt nhân chung với chúng hoàn toàn không được gỡ bỏ, nhiệm vụ đó sẽ thường xuyên được thực hành trong quá trình các cuộc tập trận tham mưu-chỉ huy của các lực lượng vũ trang thống nhất của các quốc gia.

Khi tiến hành hoạt động phong tỏa tại các vùng biển các nỗ lực chính của máy bay trên hạm và các tàu hộ tống theo kế hoạch sẽ tập trung vào việc đối phó với các nhóm lực lượng hạm đội của kẻ thù, ngăn chặn chúng đi qua các khu vực eo biển và vùng biển hẹp, tấn công vào các căn cứ, thiết lập các bãi mìn, phả hoại giao thông đường biển, chiếm ưu thế trên không về mặt chiến thuật bằng cách sử dụng không quân tiêm kích hạm khi đồng thời không quân cường kích tấn công xuống các sân bay đối phương.

(http://upload.wikimedia.org/wikipedia/commons/c/cb/USS_Antietam.jpg)
USS «Antietam» CV-36 - tàu sân bay đầu tiên của Mỹ lớp "Essex" có sàn đáp chéo

Khi tấn công các căn cứ, sân bay và các cơ sở trên bờ khác ở dải ven biển, như {29} kinh nghiệm sử dụng các lực lượng tàu sân bay của Mỹ trong chiến tranh xâm lược ở Việt Nam đã chỉ ra, có thể tiến hành các hoạt động ồ ạt quy mô lớn và theo từng thê đội của hàng không trên hạm.

Việc bảo vệ các đường giao thông trên biển và đại dương có quan hệ trực tiếp với việc chiếm lĩnh quyền thống trị trên biển. Theo quan điểm của Bộ Chỉ huy các LLVT Mỹ, phần lớn tiến trình và kết quả của các hoạt động quân sự sẽ phụ thuộc vào các cuộc triển khai liên tục qua đại dương binh sĩ, vũ khí và các loại hình cung ứng khác nhau trên các vùng lãnh thổ ở nước ngoài (đặc biệt là ở Tây Âu).

Lực lượng chủ yếu trong việc giải quyết vấn đề này tiếp tục là các TSB, có nhiệm vụ tiêu diệt và chế áp các lực lượng có khả năng phá hoại hoặc thực sự làm gián đoạn việc chuyên chở các dang quan trọng nhất của nguyên liệu chiến lược, binh sĩ và trang thiết bị quân sự. Các lực lượng chính có khả năng hoạt động tích cực trên các tuyến hàng hải, được các chuyên gia nước ngoài cho rằng đó chính là các tàu ngầm trang bị tên lửa hành trình và ngư lôi. Trong trường hợp này, sự an toàn của các tuyến hàng hải sẽ được đảm bảo trước hết bởi các tàu sân bay trong phiên bản chống tàu ngầm, khi trong thành phần không đoàn trên TSB có số lượng tối đa máy bay và trực thăng chống ngầm.

Báo chí quân sự nước ngoài nhận xét rằng, để đảm bảo các chuyến di chuyển của các đoàn công-voa quan trọng, việc sử dụng nhóm tàu sân bay là thích hợp nhất, nhóm này sẽ tiến đến hướng bị đe dọa và chiến đấu với các lực lượng kẻ thù dưới mặt nước, trên mặt biển và trên không trung, cũng như tiêu diệt hoặc vô hiệu hóa các lực lượng đó trên các tuyến tiếp cận đường di chuyển của các đoàn công-voa.
.........

(tiếp)

Các lực lượng đặc nhiệm TSB theo kế hoạch sẽ được huy động để đảm bảo cho các cuộc đổ bộ đường biển và hỗ trợ lực lượng mặt đất. Trong đó để đảm bảo đổ bộ các sư đoàn TQLC viễn chinh, thông thường, người ta sử dụng hai hoặc ba nhóm tàu sân bay, chúng thực hiện bảo vệ các phân đội đổ bộ trong các chuyến hành quân dài vượt biển, chiếm lĩnh quyền thống trị trên biển và trên không trong khu vực đổ bộ, đảm bảo tất cả các hình thức phòng vệ, yểm trợ đường không cho lực lượng đổ bộ trong quá trình tiến hành các trận đánh đổ bộ. Không quân trên hạm sẽ thực hiện yểm trợ các hoạt động chiến đấu của lực lượng lục quân, tấn công một cách độc lập và phối hợp cùng với lực lượng không quân chiến thuật vào đội hình chiến đấu của quân đối phương, các trận địa phóng tên lửa, các trận địa hỏa lực của pháo binh, các sở chỉ huy, các phương tiện kỹ thuật vô tuyến điện tử. Hướng sự quan tâm đến tầm quan trọng của nhiệm vụ này, Bộ chỉ huy Hải quân Mỹ cho rằng {30} việc thực hiện nó chỉ có thể đạt được khi chiếm ưu thế trong các vùng biển tại những nơi cần phải tập trung các tàu sân bay để hỗ trợ lực lượng lục quân hoạt động.

Như vậy, Bộ Chỉ huy Mỹ đánh giá các tàu sân bay sở hữu những tiềm năng tuyệt vời cho việc giải quyết một loạt nhiệm vụ quy mô rộng lớn, là phương tiện chính hoạt động tác chiến trên biển. Tuy nhiên, như thừa nhận của các chuyên gia nước ngoài, nó có những nhược điểm sau đây: tính khá dễ tổn thương không chỉ đối với các phương tiện hạt nhân mà còn cả với vũ khí thông thường, khi đánh trúng các bộ phận có tầm quan trọng sống còn của nó (máy phóng, thiết bị hãm hạ cánh, các "đảo" chỉ huy) có thể loại trừ việc sử dụng các máy bay trên hạm; an toàn chống cháy nổ thấp, giảm khả năng chiến đấu trong thời gian máy bay cất cánh và hạ cánh, khi các tàu sân bay buộc phải di chuyển theo một hướng ổn định; sự phụ thuộc lớn của máy bay trên hạm vào các điều kiện khí tượng, còn các nhóm tàu sân bay - vào việc cung cấp các loại dự trữ trên biển.

Để tăng cường năng lực chiến đấu của hạm đội nhằm chiếm lĩnh sự thống trị trên biển, tại Hoa Kỳ bắt đầu phát triển các lớp tàu mới - các tàu chở máy bay đa năng. Trên những con tàu này dự kiến đặt căn cứ các nhóm tàu sân bay thành phần hỗn hợp: các máy bay cất cánh và hạ cánh thẳng đứng (chẳng hạn như AV-8A, AV-8B ) và các trực thăng chống tàu ngầm. Các tàu chở máy bay đa chức năng được thiết kế chủ yếu để bảo vệ các đoàn tàu vận tải và tàu chiến vượt biển, cũng như thực hiện một phần nhiệm vụ của các tàu sân bay khi việc sử dụng chúng không thích hợp. Theo ý kiến của các chuyên gia nước ngoài, điều đó sẽ làm tăng tính hiệu quả, tính linh hoạt và tính sẵn sàng chiến đấu của các tàu chiến - phương tiện mang máy bay, cũng như cải thiện sự phân bố của hàng không trên hạm tại các không gian chiến trường đại dương.

1.2. Tàu chở máy bay

Tàu chở máy bay xét theo kiến trúc và trang bị của nó nhắc ta nhớ đến tàu sân bay: chúng đều có sàn bay, có cấu trúc thượng tầng ("đảo") nhô lên ở một bên mạn, có hangar chứa máy bay và các thang nâng máy bay. Chúng không có máy phóng và thiết bị hãm xả đà khi hạ cánh. Đặt căn cứ trên chúng là các máy bay cất cánh và hạ cánh thẳng đứng hoặc ngắn và các trực thăng. Thuộc lớp tàu này chủ yếu gồm các tuần dương hạm chống tàu ngầm và các tàu đổ bộ vạn năng. {31}

Tuần dương hạm chống ngầm kiểu "Invincible" có lượng choán nước đầy đủ 19.800 tấn, chiều dài 207 m, chiều rộng thân tàu 27,5 m, chiều rộng boong bay 32 m, mớn nước 7,3 m. Công suất thiết bị năng lượng 82.500 kW. Tốc độ hành trình cao nhất 30 hải lý và tầm bơi xa - 5.000 dặm ở tốc độ hành trình 18 hải lý. Đặt căn cứ trên các tàu loại này có chín trực thăng chống tàu ngầm và năm máy bay cất cánh và hạ cánh thẳng đứng. Thủy thủ đoàn - 1.200 người, trong đó đội ngũ nhân viên kỹ thuật bảo trì và phi công là 300 người.

Sàn bay (hay boong bay; chiều dài 183 m, chiều rộng 32 m) bắt đầu từ phần đuôi tàu, nhưng không giống như các tàu sân bay, nó kết thúc cách sống mũi tàu 24 m và có một miệng khuyết phía bên phải. Sân mũi boong nằm thấp hơn phía dưới, trên đó lắp đặt các cơ cấu máy của boong. Ngoài ra, phía dưới miệng khuyết, người ta quy hoạch để đặt tại đây bốn ống phóng đơn tên lửa có điều khiển (Guided missile; UR) "Exocet". Sau khi quyết định trang bị cho các tàu tuần dương hệ thống vũ khí tên lửa PK có điều khiển (ZURO) "Sea Dart" và các máy bay cất cánh và hạ cánh thẳng đứng hoặc ngắn "Sea Harrier" thì người ta bỏ ý định này, còn miệng khuyết trong sàn bay vẫn được giữ lại.

Để đảm bảo an toàn cho máy bay cất cánh, đường băng cất cánh được chuyển sang phía mạn trái và kết thúc bằng một vệt cắt mũi boong góc, bố trí lệch 0,5 ° so với đường trục trung tâm của con tàu (hình 1.10). Chiều rộng đường băng là 12,2 m. Chiều rộng đó được coi là đủ, vì sải cánh của máy bay "Sea Harrier" bằng 7,7 m.

Trên sàn bay lắp đặt một cầu bật đặc biệt (chiều dài 27,5 m, chiều rộng 12,8 m, góc ngẩng 7 °, trọng lượng 55 tấn), đảm bảo cho máy bay cất cánh bằng một bước nhảy ở cuối đường băng. Theo thông tin của báo chí nước ngoài, việc ứng dụng cầu bật cho phép tăng trọng lượng cất cánh của máy bay lên 544 kg hoặc rút ngắn chiều dài đường chạy đà 61 m (thông số sau tạo cơ hội bố trí phía đuôi thêm một số máy bay). Theo kế hoạch sẽ tăng góc nâng sàn cầu bật lên đến 12 trên con tàu thứ ba "Ark Royal", vì với việc tăng góc nâng hiệu quả của nó sẽ cao hơn nhiều. Trong trường hợp này ống phóng tổ hợp tên lửa phòng không (SAM) sẽ được chuyển đến vị trí khác.

Cấu trúc thượng tầng dài và hẹp, được đặt gần hơn với mặt phẳng xuyên tâm của con tàu do sự dịch chuyển của đường băng cất cánh tới mạn trái. {32} Bên trong nó là ống khói xả khí thải của các động cơ tuốc bin khí. Đằng sau cấu trúc thượng tầng trên sàn bay bên phải có thể bố trí ba hoặc bốn máy bay (hình 1.11).

(http://scilib-avia.narod.ru/Pavlenko1/images/033_1.gif)
Рис. 1.10. Авианесущий корабль «Инвинсибл» с взлетной полосой, заканчивающейся трамплином (компоновка корабля):
1, 2, 3 — места взлета и посадки вертолетов; 4 — взлетная полоса; 5 — полетная палуба; 6 — угловая палуба; 7 — вырез в полетной палубе

Hình 1.10. Tàu chở máy bay "Invincible" với đường băng cất cánh, kết thúc bằng cầu bật (bố trí của tàu):
1, 2, 3 - vị trí cất cánh và hạ cánh của trực thăng; 4 - đường băng cất cánh; 5 - sàn bay; 6 - sàn đáp chéo góc; 7 - lỗ khuyết trong sàn bay

(http://scilib-avia.narod.ru/Pavlenko1/images/033_2.gif)
Рис. 1.11. Схема полетной палубы авианесущего корабля «Инвинсибл»:
1 — полетная палуба; 2 — взлетная полоса; 3 — кормовая часть полетной палубы; 4 — самолет «Си Харриер» на взлетной полосе {33}

Hình 1.11. Sơ đồ sàn bay của tàu chở máy bay "Invincible":
1 - sàn bay; 2 - đường băng cất cánh; 3 - sàn đáp phía đuôi tàu; 4 - máy bay "Sea Harrier" trên đường băng cất cánh {33}

Trong cấu trúc thượng tầng có một số phần nhô lên một chút, làm giảm sự hình thành dòng khí xoáy khi con tàu di chuyển, gây khó khăn cho việc cất cánh có chạy đà và vào tuyến hạ cánh thẳng đứng của máy bay và trực thăng từ các góc phía đuôi trong điều kiện tầm nhìn kém. Thiết bị hàng không trên sàn bay được phục vụ bởi các xe kéo và xe tải tự nâng hàng, còn để nâng máy bay và trực thăng khẩn cấp người ta lắp đặt một cần trục nâng bên mạn phải.

Hangar chứa máy bay chiếm khoảng ba phần tư chiều dài con tàu, nghĩa là khoảng 130 m, chiều cao 7,5 m. Chiều rộng của hangar được xác định trong giai đoạn thiết kế con tàu khi nó chỉ được dự kiến chở máy bay trực thăng , vì vậy nó hơi nhỏ so với yêu cầu chứa cả các máy bay cánh cúng. Ở hai bên nhà chứa máy bay là các loại xưởng máy khác nhau có nhiệm vụ bảo trì và sửa chữa động cơ máy bay, vũ khí, trang thiết bị, dù, v.v.

Tại phần mũi và đuôi của nhà chứa máy bay có hai thang nâng máy bay thủy lực. Máy bay và trực thăng trên sàn thang nâng phần mũi được đưa lên từ cả hai bên, còn trên sàn thang nâng phần đuôi - từ cả ba hướng. Theo ý kiến các chuyên gia phương Tây, trong điều kiện chiến đấu khi hỏng một thang nâng có thể xảy ra những khó khăn đáng kể trong việc cung ứng máy móc hàng không tới thang nâng kia (do không đủ chiều rộng của nhà chứa máy bay).

Máy bay trực thăng với các cánh quạt gấp (chiều rộng của chúng trong trường hợp này là khoảng 5 m) được đặt trong một nhà chứa máy bay song song hai chiếc một. Công-xôn cánh máy bay cất-hạ cánh thẳng đứng hoặc ngắn không được gấp lại giống như các máy bay trên hạm thuộc các tàu sân bay, và chiều rộng của nhà chứa máy bay chỉ có thể bố trí được một máy bay.

Việc cung ứng đạn dược hàng không từ hầm đạn được hai thang máy đảm nhiệm, một trong số đó cung đạn lên sàn bay và sàn nhà chứa máy bay, thang thứ hai - chỉ cung ứng cho sàn nhà chứa máy bay.

Việc bảo vệ chống vũ khí nguyên tử đảm bảo bởi nhiều tầng gia cố độc lập, các bộ lọc không khí đặc biệt, hệ thống khử nhiễm phóng xạ cho sàn bay và cấu trúc thượng tầng, hệ thống đo lường mức độ phóng xạ môi trường trên không và môi trường trên biển có tín hiệu báo động tự động, gồm cả các trường hợp có sự gia tăng mức độ bức xạ. { 34 } Hệ thống điều hòa không khí có bảy chu trình độc lập, làm việc được ở vùng khí hậu nhiệt đới và có thể cung cấp cho các cabin không khí tái sinh hầu như không thông với khí quyển.

Tàu có thiết bị tiếp nhận và chuyển giao hàng hóa khi đang hành trình trên biển. Tải được chuyển lên boong bay, máy nâng hạ máy bay đưa xuống boong chứa máy bay, từ đó xe nâng hàng chuyển giao đến hai thang máy vận chuyển hàng hóa (sức nâng - 2 tấn) và một băng tải, tiếp theo - vào kho bảo quản.

Thiết bị năng lượng chính là tuabin khí 2 trục bố trí trong hai buồng máy: mỗi buồng có hai động cơ tuốc bin khí (GTE; ГТД) "Olympus". Cửa hút không khí của động cơ đi qua phần phía trên mạn phải và mạn trái tàu. Các GTE làm việc với một hộp số ba bậc có khớp nối thủy động lực học, đảm bảo đảo chiều trục chân vịt. Cánh quạt chân vịt có bước không đổi. Các GTE có thể làm việc đồng thời hoặc riêng biệt, do đó, nếu cần thiết có thể sửa chữa và thay thế khi đang hành trình trên biển. Tất cả các động cơ đều cùng loại, tạo điều kiện dễ dàng bảo trì và sửa chữa. Danh mục và phạm vi phụ tùng của thiết bị năng lượng chính đặt cơ sở trên nguyên tắc sửa chữa máy tổng thành. Đặc biệt, theo báo chí nước ngoài, con tàu có hai động cơ tuốc bin khí dự phòng.

Máy móc thiết bị được điều khiển từ cabin hành trình, từ phòng thiết bị năng lượng và đấu tranh sinh tồn hoặc từ buồng máy (trong trường hợp khẩn cấp). Thường khi đang di chuyển trong phòng máy không có mặt nhân viên.

Thiết bị năng lượng gồm có tám máy phát điện diesel dòng xoay chiểu công suất 1.750 kW (điện áp ba pha AC 450 V, tần số 60 Hz).

Trang bị vũ khí. Tàu loại "Invincible" được trang bị các trực thăng chống tàu ngầm "Sea King" HAS.2 (trọng lượng cất cánh tối đa 9525 kg, tốc độ hành trình 208 km/h, trần bay 3050 mét, tầm bay xa 1230 km). Mỗi trực thăng trang bị bốn ngư lôi chống tàu ngầm Mk 46 hoặc bốn bom chìm Mk 11, sonar thả kiểu 195, radar AW 391. Người ta cho rằng sonar sẽ được thay thế bằng các phao thủy âm vô tuyến thụ động, cho phép xác định vị trí tàu ngầm chính xác hơn. Ngoài ra, trong trường hợp này, máy bay trực thăng có thể hoạt động ở cự ly cách rất xa con tàu.

Tàu tuần dương cũng được vũ trang các máy bay đa năng {35} "Sea Harrier", có thể được sử dụng theo các phiên bản tiêm kích, cường kích và trinh sát (nhưng sẽ không sử dụng chúng để tấn công các mục tiêu trên bờ biển có hệ thống phòng không mạnh).

Khi cần thiết, con tàu có thể tiếp nhận các trực thăng vận tải-đổ bộ "Wessex" và quân đổ bộ (đến 2000 người).

Nhằm tăng cường năng lực phòng không, tuần dương hạm được trang bị tổ hợp tầm trung SAM "Sea Dart". Cùng mục đích đó trong thành phần đội hộ tống của nó người ta có ý định đưa vào các tàu khu trục mang tên lửa có điều khiển kiểu "Sheffield", cũng được trang bị hệ thống SAM "Sea Dart".

Trang bị vũ khí vô tuyến điện tử. Trên tàu có: radar phát hiện mục tiêu trên không tầm xa 965, radar phát hiện sớm mục tiêu đường không và mục tiêu mặt nước 992 P, hai radar điều khiển hỏa lực 909, radar đạo hàng 1006, cũng như một sonar tầm xa toàn cảnh 184M, sẽ được thay thế bởi sonar 2016 sau khi nó được quyết định đưa vào biên chế trang bị vũ khí hải quân. Ngoài ra, tuần dương hạm còn được trang bị hệ thống thông tin liên lạc phức hợp ICS-3 và thiết bị liên lạc vệ tinh, cũng như hệ thống thông tin-chỉ huy chiến đấu ADAWS-6.

Công tác AEW phục vụ các binh đoàn tàu chiến, trong thành phần sẽ bao gồm tuần dương hạm kiểu "Invincible", theo kế hoạch được giao cho máy bay AEW "Nimrod" đóng trên căn cứ bờ.
.........

(tiếp)

(http://scilib-avia.narod.ru/Pavlenko1/images/036.gif)
Hình 1.12. Tàu đổ bộ vạn năng loại "Tarawa" (sơ đồ bố cục) { 36}

Рис. 1.12. Универсальный корабль типа «Тарава» (компоновка)

Tàu tấn công đổ bộ lớp "Tarawa" (hình 1.12) có tổng lượng choán nước 39.300 tấn, chiều dài 250 m, chiều rộng 32,5 m, chiều rộng boong bay 36 m, mớn nước 7,9 m. Công suất thiết bị năng lượng 103.000 kW, tốc độ tối đa - 24 hải lý.

Thiết bị năng lượng chạy bằng hơi nước bao gồm hai nồi hơi chính, hai máy tuabin bánh răng và các cơ cấu máy phụ trợ. Năng suất các lò hơi chính 190,5 t/h hơi quá nhiệt ở nhiệt độ 482 ° C và áp suất 4900 kPa.

Để cải thiện khả năng cơ động trong thời gian đổ quân đổ bộ và bốc-dỡ hàng, tàu được trang bị thiết bị đẩy phía mũi công suất 612 kW. Vận hành-kiểm soát thiết bị năng lượng chạy bằng hơi nước, thiết bị bánh lái và đẩy mũi được thực hiện từ bàn điều khiển trong cabin hành trình.

Tàu được trang bị tên lửa phòng không có điều khiển "Sea Sparrow" ( hai tổ hợp tám tên lửa mỗi tổ hợp), ba pháo hạm 127 mm gắn trong tháp pháo phổ quát và sáu pháo tự động 20 mm bố trí trên hành lang mạn phải và mạn trái dọc theo sàn boong bay. Đặt căn cứ trên tàu có 30 trực thăng hoặc bằng cách giảm số lượng máy bay trực thăng - có thêm các máy bay cất cánh và hạ cánh thẳng đứng.

Thân tàu có tám boong và một nền cùng 1.400 phòng. Cấu trúc thượng tầng dạng đảo nằm trên mạn phải có chiều dài 54,9 m, chiều rộng 15,3 m và chiều cao 16,5 m với hai ống khói và các cột bố trí dạng lưới. Nhà chứa máy bay nằm dưới sàn bay dài 100 m cao 9,7 m. Trong hangar chứa các trực thăng và máy bay, làm công tác bảo trì trước khi bay, nạp đạn dược. Tại đây có các cột tiếp nhiên liệu, oxy, khí nén và nạp điện. Trên tàu, người ta đã trù liệu trước nhiên liệu hàng không.

Dưới sàn boong chứa máy bay từ mép đuôi cho đến buồng máy đuôi tàu bố trí gian-dok dài 81,68 m rộng 23,77 mét, trong đó đặt bốn xuồng đổ bộ-chở xe tăng sức mang tải 180 tấn mỗi xuồng (trên ba xuồng 60 tấn) hoặc sáu xuồng đổ bộ công suất 35 tấn mỗi xuồng để đổ bộ thiết bị quân sự. Mỗi chiếc trong số đó có thể chở một xe tăng hạng trung hoặc 80 lính Thủy quân lục chiến cùng với vũ khí cá nhân. Trong phần mũi tàu trước buồng máy đầu tiên {37} bố trí boong chính dài 76 m cho xe máy tăng-thiết giáp.

Tổng dung lượng đổ bộ của tàu là 1.703 lính thủy quân lục chiến, 30 trực thăng các loại hoặc một phần trực thăng và một phần máy bay cất cánh và hạ cánh thẳng đứng, sáu xuồng đổ bộ để vận chuyển trang thiết bị kỹ thuật và bốn xuồng đổ bộ xe tăng.

Để tiếp thu và phân phối nhanh chóng hàng hóa về các kho bảo quản, hầm đạn, cũng như để xếp lên các phương tiện đổ bộ (trực thăng và xuồng đổ bộ), tàu được trang bị hệ thống cơ giới hóa (các thang máy vận chuyển hàng hóa và người, băng tải, thang tải, xe nâng hàng), đảm bảo bốc xếp tải (dỡ tải, phân phối) đến 50 tấn hàng hóa mỗi giờ. Đặc điểm quan trọng của hệ thống này là việc không có sự chồng chéo giữa các luồng vận tải với đường di chuyển của nhân viên và phương tiện đổ bộ di động.

Tàu được trang bị hệ thống thông tin-chỉ huy chiến đấu.

Đảm bảo cho việc sử dụng tàu vào hoạt động tác chiến đấu có các đài radar phát hiện mục tiêu mặt nước, mục tiêu trên không, radar chỉ huy bay cho trực thăng và máy bay, radar kiểm soát hỏa lực, hệ thống định vị vô tuyến TACAN, hệ thống định vị vệ tinh, thiết bị chiến tranh điện tử và các phương tiện thông tin liên lạc.

Nhóm hàng không vận tải-đổ bộ có thể bao gồm một số lượng khác nhau các trực thăng hạng nặng và trực thăng đổ bộ, trực thăng yểm trợ hỏa lực hoặc máy bay cánh cứng. Một trong các phương án: 16 trực thăng đổ bộ CH-46, sáu trực thăng hạng nặng CH-53E và bốn (sáu) trực thăng yểm trợ hỏa lực AH-1E hoặc máy bay VTOL A-8A (hoặc AV-8B).

Có thể có các phương án lựa chọn khác nhau trong việc sử dụng máy bay trực thăng và phương tiện-đổ bộ khi đổ quân đổ bộ lên bờ. Trên sàn bay của tàu - có chín sân cất-hạ cánh. Một phương án sử dụng trực thăng để đổ quân là: cho cất cánh sáu trực thăng CH-46 chở quân nhân viên từ sáu sân cất-hạ cánh, hai trực thăng CH-53E chở hàng từ hai sân cất-hạ cánh và hai trực thăng vũ trang AH-1E từ một sân cất-hạ cánh. Sử dụng đồng thời các phương tiện đổ bộ: tám xe bọc thép vận tải bánh xích bơi và bốn xuồng đổ bộ xe tăng. Tổng số quân trong một đợt sóng đổ bộ phụ thuộc {38} các phương án thường là từ 720-790 lính thủy quân lục chiến và 12 xe tăng hạng nặng hoặc hạng trung.

Như vậy, khi sử dụng các tàu vạn năng hiện đại thì một nửa hoặc thậm chí hai phần ba số quân nhân đổ bộ sẽ được đưa lên bờ bằng trực thăng, phần còn lại - bằng các phương tiện nổi.

(http://upload.wikimedia.org/wikipedia/commons/thumb/5/5c/Carrier_Baku.jpg/457px-Carrier_Baku.jpg)
Tuần dương hạm chở máy bay Admiral Gorshkov hay Baku (sau này là INS Vikramaditya) đề án 11430 ngoài khơi phía nam nước Ý năm 1988, đây là loại có ski-jump cho hệ thống STOBAR (Short Take-Off But Arrested Recovery)

HẾT CHƯƠNG 1

..........

(tiếp)

Chương 2

Các thông số kỹ thuật và đặc điểm cấu trúc máy bay hải quân trên hạm

Các thông số kỹ thuật và đặc điểm cấu trúc của máy bay hải quân xác định bởi mục đích cụ thể của chúng và tính chất của nhiệm vụ chiến đấu mà chúng phải giải quyết, các điều kiện đặt căn cứ và tác động từ bên ngoài đến phương tiện bay khi con tàu di chuyển, đến việc cất cánh và hạ cánh trên boong tàu và ứng dụng chiến đấu.

2.1. Điều kiện bên ngoài ảnh hưởng đến phương tiện bay khi tàu sân bay di chuyển, tác động đến việc cất cánh và hạ cánh phương tiện bay trên sàn bay

Các điều kiện môi trường, mà phương tiện bay trên hạm và tàu sân bay ở trong đó là độc nhất vô nhị và thực sự có ảnh hưởng đáng kể đến kết cấu của phương tiện bay và các hệ thống của nó. Do tính di động của tàu sân bay mà phương tiện bay trên hạm trong nhiều trường hợp phải đối mặt gần như với tất cả các loại điều kiện thời tiết và môi trường. Chẳng hạn, điều kiện nhiệt độ môi trường xung quanh có thể xuống gần 0 ° C với tốc độ gió trên bề mặt boong đến 65 km/h trên Bắc Đại Tây Dương, trong điều kiện nhiệt độ +30 ° C có ít gió hoặc biển lặng hoàn toàn trong Vịnh Bắc Bộ, và trong tất cả các điều kiện trung gian. Trạng thái của biển có thể gây ra chuyển động của boong tàu sân bay với dao động có giá trị quân phương trung bình: sống tàu ± 1...2 °, mạn ± 2...4 ° và theo chiều cao ± 1,5... 2,5 m. Các điều kiện thời tiết có thể là: chiều cao mây 50...60 m, tầm nhìn 1,5...1,6 km.

Khi tàu sân bay di chuyển, máy bay trên tàu được neo giữ. Trong những điều kiện ấy, tải trọng tác động đến phương tiện bay sinh ra do sự dao động của tàu khi nó {40} di chuyển, tải trọng rung động do rung động của thân tàu khi thiết bị năng lượng của TSB làm việc. Chuyển động xung quanh tâm khối lượng của tàu trong dạng xấp xỉ bậc một được mô tả bằng quy luật sóng hài:

γк = γкmax sin(2πt/Tк + φк)

γк — góc nghiêng ngang của tàu;
γкmax — biên độ lắc mạn;
Тк — chu kỳ dao động của tàu theo độ nghiêng ngang;
t — thời gian hiện tại;
φк — pha lắc của tàu theo độ nghiêng.

(http://scilib-avia.narod.ru/Pavlenko1/images/041_1.gif)
Hình 2.1. Sự phụ thuộc của góc chúi dọc к và chiều cao di chuyển tâm khối lượng yк của con tàu so với các giá trị trung bình của chúng theo thời gian

Рис. 2.1. Зависимость угла к дифферента и высоты yк движения центра масс корабля относительно их средних значений от времени

Cùng một công thức đó cho các góc chúi dọc và đảo lái của tàu. Trên hình 2.1 cho thấy sự phụ thuộc của góc chúi dọc và chiều cao chuyển động của tâm khối lượng tàu so với giá trị trung bình của chúng theo thời gian t. Những quan hệ phụ thuộc náy nhận được bằng cách mô hình hóa chuyển động của tàu [13]. Hình 2.2 cho thấy sự phụ thuộc của vận tốc theo phương thẳng đứng của chuyển động đầu mút sàn bay Vypp theo thời gian. Rõ ràng, vận tốc đứng Vypp được xác định: {41}

(http://i668.photobucket.com/albums/vv46/qtdc/congthuc1.jpg) (http://s668.photobucket.com/user/qtdc/media/congthuc1.jpg.html)

trong đó Lk.p.p - khoảng cách từ điểm mút sàn bay đến tâm khối lượng của con tàu.

(http://scilib-avia.narod.ru/Pavlenko1/images/041_2.gif)
Рис. 2.2. Зависимость вертикальной скорости Vу п.п движения конца посадочной палубы от времени t

Hình 2.2. Sự phụ thuộc của tốc độ theo phương thẳng đứng Vу п.п trong chuyển động của đầu mút sàn bay vào thời gian t

Chúng ta thấy rằng các dao động vận tốc điểm mút sàn bay đổi dấu, chúng có dạng lặp lại định kỳ không bình thường, còn các biên độ tối đa của chúng có thể đạt 5 m/s.

Như vậy, tùy thuộc vào vị trí của máy bay đối với tâm khối lượng của tàu mà các dao động dữ dội hơn hay kém dữ dội hơn của con tàu sẽ tác động đến nó cũng như toàn bộ con tàu vì chuyển động của con tàu trên sóng và dao động vì sự rung động do các thiết bị năng lượng trên tàu.

Do sự chuyển động của con tàu và sự hiện diện của gió trên boong tàu, sau con tàu hình thành một dòng khí xoáy, phát sinh do các cạnh bao của con tàu cắt dòng chảy xung quanh. [13] Trong trường hợp tổng quát, vector tổng hợp vận tốc dòng chảy qua tàu không hướng dọc theo trục con tàu, mà dưới một góc β nào đó. Kết quả là xảy ra sự tách dòng chảy từ các cạnh phía mũi và sườn con tàu, cũng như từ kết cấu thượng tầng. Xuất hiện một hệ thống xoáy phức tạp, gồm nhiều (ba hoặc bốn ) của bó xoáy kích thước lớn, như trong hình 2.3. Ở đây chúng ta thấy hai bó được thể hiện rõ rệt, liên quan đến sự tách dòng chảy chất lưu từ các cạnh phía mũi và sườn con tàu, cũng như các cạnh của sàn bay. Ngoài ra còn có một xoáy sau cấu trúc thượng tầng của tàu. Nếu xem xét trường dòng xoáy trong các mặt cắt dọc theo boong tàu, ta sẽ thấy một cấu trúc khác của trường xoáy với các góc nghiêng lớn và sự hiện diện của các dòng thượng lưu và hạ lưu. Ví dụ, trong hình 2.4 giới thiệu trường dòng xoáy ở một trong những mặt cát trên boong góc. Ta thấy rất rõ một khối lốc xoáy với dòng khí quay đảo dữ dội. Ngoài ra, sau đuôi tàu vẫn tồn tại khu vực dòng chảy xoáy trên những khoảng cách lớn. Và ngay sau đuôi tàu đường dòng xoáy hướng xuống dưới đến xấp xí 150 m và từ khoảng cách xấp xỉ 300 m và tiếp theo - dòng chảy hướng lên trên. Như vậy, sau tàu sân bay có sự sụp dòng chảy chất lưu và phương tiện bay khi đi vào khu vực này có xu hướng tụt hẫng.

Các dòng xoáy chỉ ra như trên dẫn đến sự thay đổi tốc độ không khí phía trên boong tàu do dòng khí chảy dọc boong bị hãm (hình 2.5). Chúng dẫn đến sự thay đổi góc tấn và trượt của phương tiện bay và vận tốc dòng khí trên không trung, chảy bao phương tiện bay, điều đó làm thay đổi lực và mô-men tác động lên phương tiện bay.

(http://scilib-avia.narod.ru/Pavlenko1/images/043_1.gif)
Рис. 2.3. Вихревая система потока, образующаяся при обтекании внешним потоком носовых и боковых кромок корабля

Hình 2.3. Hệ thống dòng xoáy hình thành khi dòng chất lưu ngoài chảy vòng các cạnh mũi và sườn tàu

(http://scilib-avia.narod.ru/Pavlenko1/images/043_2.gif)
Рис. 2.4. Поле скоростей потока в одном из сечений над угловой палубой корабля длиной L (y = y/L; z = z/L)

Hình 2.4. Trường tốc độ dòng chảy chất lưu tại một trong các mặt cắt phía trên boong góc của tàu có chiều dài L (y = y/L; z = z/L)

(http://scilib-avia.narod.ru/Pavlenko1/images/044_1.gif)
Рис. 2.5. Изменение горизонтальной составляющей скорости потока Кх над палубой корабля по длине L взлетно-посадочной полосы для разных высот H положения самолета над палубой (H = H/L; L = l/L, l — текущая длина)

Hình 2.5. Thay đổi thành phần ngang Kx của vận tốc dòng chảy phía trên boong tàu theo chiều dài L của đường băng CHC với các chiều cao khác nhau H của tư thế máy bay trên boong (H = H / L; L = l / L, l - chiều dài hiện tại)

Ví dụ, hình 2.6a, b, c cho thấy những thay đổi của áp suất tương đối trong dòng khí tại một trong các mặt cắt phía trên boong tàu khi góc trượt β = -10 °, cũng như trường các giá trị đẳng tích của các hệ số mô-men nghiêng mx và trượt my dọc theo sàn bay ứng với các giá trị khác nhau của chiều cao tương đối trên boong. Độ lớn của các hệ số này cho thấy tác động làm rối đáng kể của các luồng không khí xoáy trên boong tàu lên phương tiện bay.

(http://scilib-avia.narod.ru/Pavlenko1/images/044_2.gif) {44}

(http://scilib-avia.narod.ru/Pavlenko1/images/045.gif)
Рис. 2.6. Поле относительных давлений (отношение давления на высоте к давлению МСА) в потоке воздуха и коэффициентов моментов в одном из сечений над палубой корабля:
а — относительное давление p в потоке воздуха; б — поле равновеликих значений коэффициента момента крена mx; в — поле равновеликих значений коэффициента момента рыскания mу

Hình 2.6. Trường áp suất tương đối (tương quan áp suất-chiều cao với áp suất ISA) trong dòng không khí và các hệ số mô-men tại một trong các mặt cắt trên boong tàu:
a - p áp lực tương đối trong dòng không khí; b - trường các giá trị đẳng tích hệ số mô-men nghiêng ngang mx; b - trường các giá trị đẳng tích hệ số mô-men trượt my {45}

(http://scilib-avia.narod.ru/Pavlenko1/images/046_1.gif)
Рис. 2.7. Схематизация надводной части корабля для расчетного определения характера его обтекания

Hình 2.7. Sơ đồ hóa phần nổi trên mặt nước của con tàu để tính toàn xác định tính chất dòng chảy bao

(http://scilib-avia.narod.ru/Pavlenko1/images/046_2.gif)
Рис. 2.8. Результаты расчета и эксперимента по определению поля скоростей в одном из сечений над палубой корабля (а) и поле скоростей в одном из сечений над палубой и у палубы корабля (б)

Hình 2.8. Kết quả tính toán và thử nghiệm để xác định trường vận tốc tại một mặt cắt trong phía trên boong tàu (a) và trường vận tốc tại một trong các tiết diện phía trên boong tàu và cạnh boong tàu (b) {46}

Để nghiên cứu chi tiết hơn và sâu rộng hơn tính chất của dòng chảy chất lưu phía trên boong tàu và ảnh hưởng của nó đến các đặc điểm khí động học của phương tiện bay có thể áp dụng mô hình hóa toán học trên máy tính điện tử [13]. Trong trường hợp này, người ta xem xét bài toán tĩnh học, được giải quyết bằng phương pháp rời rạc hóa dòng xoáy. Phần nổi của con tàu được sơ đồ hóa như hình 2.7. Kết quả tính toán và thử nghiệm dòng xoáy phía trên boong tàu thể hiện trên hình 2.8a, còn trên hình 2.8b thể hiện trường vận tốc tại một trong những tiết diện khi dòng tổng hợp bên ngoài chảy dọc trục, thu được bằng tính toán trên máy tính điện tử. Từ hình 2.8a, có thể thấy sự trùng hợp về chất trong các kết quả mô hình hóa và thử nghiệm.
..........

(tiếp)

Để mô hình hóa tác động của dòng xoáy đến phương tiện bay, nó được sơ đồ hóa bằng ba mặt phẳng chịu lực: cánh nâng, cánh ổn định và sống đuôi. Người ta cho rằng phương tiện bay được đặt trong cấu trúc xoáy của dòng khí phía trên boong tàu, không gây ảnh hưởng đến cấu trúc này (trường vận tốc quy định). Kết quả tính toán với giả thiết này được trình bày dưới hình thức sự phụ thuộc của các hệ số mô-men mx, my, mz, các hệ số lực nâng cy và lực ngang cz vào chiều cao tương đối H trên hình 2.9. Chiều cao tương đối H là tương quan giữa chiều cao vị trí của phương tiện bay trên boong tàu Ya với cung gốc cánh b. Dưới đây là kết quả thí nghiệm cho mx và my (các điểm trên đồ thị). Khi đánh giá kết quả thu được, có thể nhận xét như sau.

Các hệ số khí động học thay đổi đáng kể khi thay đổi độ cao vị trí của máy bay bay phía trên boong tàu, và ở các độ cao thấp, chúng không chỉ giảm mạnh, mà còn thay đổi dấu. Ví dụ, hệ số lực nâng với việc giảm H từ 4 đến 2 ban đầu tăng nhanh, còn tiếp theo khi giảm H thì sụt mạnh và lúc H = 1 nó nhận giá trị âm khá lớn. Từ những kết quả đó cũng như các dữ kiện tính toán và thực nghiệm theo các hệ số mô-men mx và my khá phù hợp với nhau. Điều sau cho phép sử dụng một cách thành công phương pháp mô hình hóa trên máy tính điện tử.

Đối với các tàu chở máy bay kiểu "Invincible" (hình 1.10), chúng có cầu bật để cất cánh cho các máy bay cất cánh thẳng đứng và cất cánh ngắn kiểu "Harrier", ngoài sự xuất hiện dòng xoáy đã mô tả do bị tách bởi các cạnh của con tàu, còn có xoáy do tách dòng với cạnh phía trước của cầu bật. Trên hình 2.10a, thể hiện sơ đồ cầu bật, còn trên hình 2.10b - trường vận tốc dòng không khí từ cạnh phía trước cầu bật trước khi nó di chuyển qua mặt phẳng nằm ngang khi sự quay dọc trục của dòng khí dọc theo cầu bật β = 0. Trường tốc độ này ảnh hưởng đến chiếc máy bay đang di chuyển trên sàn cầu bật, cũng như trong vùng lân cận trực tiếp phía trước sau khi máy bay tách đất rời khỏi cầu bật (hình 2.11). Trên hình này cho thấy sự phụ thuộc theo tính toán của các hệ số lực nâng cy, các mô-men mx, my, mz với các tọa độ trục tương đối x, nghĩa là vị trí hiện diện của máy bay dọc theo trục cầu bật đối với các góc chảy khác nhau của dòng chất lưu bên ngoài β tại ba giá trị góc tấn 0, 2.5, và 5 °.{47}

(http://scilib-avia.narod.ru/Pavlenko1/images/048.gif)
Рис. 2.9. Зависимости коэффициентов моментов, подъемной сy и боковой сz сил от относительной высоты положения самолета над палубой корабля

Hình 2.9. Sự phụ thuộc của các hệ số mô-men, lực nâng Cy và lực ngang Cz vào chiều cao tương đối của tư thế máy bay phía trên boong tàu {48}

(http://scilib-avia.narod.ru/Pavlenko1/images/049.gif)
Рис. 2.10. Характер обтекания корабля с трамплином:
а — схема трамплина (Rт — радиус трамплина, Θт — угол схода с трамплина); б — поле скоростей воздушного потока от передней кромки трамплина

Hình 2.10. Tính chất dòng chảy bao của tàu chở máy bay dạng sàn bay có cầu bật
a - sơ đồ cầu bật (Rт - bán kính cầu bật, Θт - góc tách khỏi cầu bật); b - trường tốc độ dòng không khí từ cạnh trước sàn cầu bật {49}

(http://scilib-avia.narod.ru/Pavlenko1/images/051.gif)
Рис. 2.11. Зависимости коэффициента подъемной силы су и коэффициентов mх, my, mz от относительного положения самолёта вдоль оси трамплина.

Hình 2.11. Sự phụ thuộc của hệ số lực nâng cy và các hệ số mx, my, mz vào trạng thái vị trí tương đối của máy bay dọc trục cầu bật {51}

Nếu xem xét chuyển động của máy bay từ đoạn vào cầu bật x = 12, thì hệ số lực nâng tăng gần như tuyến tính đến x = 3. Trong khu vực này có ảnh hưởng của xoáy khi phía trên cạnh cầu bật. Tốc độ tăng hệ số lực nâng bắt đầu sụt, tại vùng x = 0 nó đạt đến giá trị cực đại sau đó bắt đầu giảm nhanh. Các hệ số mô-men mx, my và mz có tính chất phi tuyến rõ rệt và tại x = 0 chúng đạt cực trị.

Máy bay trên hạm trong mối quan hệ về cấu trức cũng như về chức năng phải chịu được tải trọng và quá tải xảy ra trong quá trình khởi động máy phóng và hạ cánh có đai hãm. Phải chịu các tải trọng này là tất cả các yếu tố của kết cấu, hệ thống và vũ khí (tải trọng chiến đấu và các thiết bị đặc chủng và thiết bị vô tuyến điện tử trên máy bay).

Cất cánh bằng máy phóng được thực hiện với các trọng lượng cất cánh khác nhau của máy bay, các tổ hợp khác nhau của tốc độ cất cánh và gia tốc dài. Để đảm bảo việc cất cánh bằng máy phóng thì kết cấu máy bay cần có các thiết bị thích hợp. Khi máy phóng lấy đà cho máy bay thì con thoi kéo nó qua các phần tử thân hoặc càng sát-xi máy bay. Để làm điều này, trong cấu trúc máy bay có các hàm kẹp đặc biệt, tiếp nhận ứng lực trong quá trình phóng. Chúng được phân bố hoặc trên thân máy bay hoặc trên trụ càng bánh máy bay. Trên hình 2.12a thể hiện hàm kẹp của máy bay "Corsair", tiếp nhận ứng lực từ con thoi máy phóng, còn hình 2.12b cho thấy việc gắn chặt máy bay "Phantom" vào thoi phóng nhờ sử dụng móc thép (vòng cáp thép). Điểm gắn móc trên máy bay được gia cường để đảm bảo độ bền cần thiết. Tất cả liên quan đến sự gia tăng trọng lượng kết cấu. Khi gia tốc lấy đà cho máy bay trên máy phóng, con thoi kéo yếu tố thân máy bay hoặc trụ càng dưới một góc hướng theo chiều chuyển động, dẫn đến sự gia tải bổ sung cho trụ càng một lực Pb. Như vậy, để phục vụ việc khởi động trên máy phóng, trên máy bay xuất hiện các nút gắn cáp kéo máy phóng vào máy bay và các yếu tố tương ứng gia cường kết cấu máy bay, trụ càng mũi và càng chính được gia cường, gia cưởng các điểm gắn tải trọng chiến đấu vào kết cấu máy bay, v.v. Việc gia tải bổ sung lên kết cấu máy bay trong giai đoạn khởi động trên máy phóng có thể xảy ra do việc gắn máy bay không đối xứng đối với trục máy phóng.

(http://scilib-avia.narod.ru/Pavlenko1/images/053.gif)
Рис. 2.12. Крепление самолетов для разгона их челноком катапульты:
а — подкос самолета «Корсар»; б — крепление самолета «Фантом» к челноку катапульты с помощью бриделя {53}

Hình 2.12. Cố định máy bay vào thoi máy phóngđể lấy đà cho chúng:
a - hàm kẹp của máy bay "Corsair"; b - gắn máy bay "Phantom" vào thoi máy phóng bằng móc neo {53}

Khi gắn cáp kéo vào trụ sát-xi càng mũi, càng mũi sẽ luôn luôn được gắn đối xứng so với trục máy phóng, còn các càng chính có thể được dịch chuyển tối đa là 15 ° (hình 2.13). Điều này dẫn đến xuất hiện tải trọng ngang bên sườn tác động vào máy bay. Để giảm thông số kỹ thuật về năng lượng của máy phóng hoặc nâng cao hiệu quả các máy phóng đã chế tạo người ta đặt ra cho các máy bay trên hạm yêu cầu cải thiện đặc tính cất cánh bằng cách tăng cường các thuộc tính chịu lực của máy bay trong các chế độ cất cánh, sử dụng các cơ cấu cơ giới hóa tiên tiến, thay đổi chiều dài trụ càng mũi để đạt được góc tấn mong muốn khi cất cánh (F-4 "Phantom"), xoay toàn bộ cánh nhằm cùng mục đích (F-8A "Crusader"), tăng áp suất trong các bánh lốp máy bay trong các chuyến bay từ tàu sân bay, v.v.

(http://scilib-avia.narod.ru/Pavlenko1/images/054.gif)
Рис. 2.13. Асимметричное закрепление самолета относительно оси катапульты

Hình 2.13. Neo máy bay bất đối xứng so với trục của máy phóng
.........

(tiếp)

Một yếu tố rất quan trọng trong độ tin cậy của máy bay hải quân khi cất cánh là phải đảm bảo cho động cơ máy bay trên hạm làm việc ổn định khi hơi nước của máy phóng lọt vào đầu hút của nó trong quá trình lấy đà của máy bay dọc theo vệt (rãnh) máy phóng. Ảnh hưởng lớn nhất đến sự làm việc của động cơ khi hơi nước bị hút vào nó được thể hiện rõ nhất ở động cơ turbo phản lực hai chu trình có bậc thang tăng áp suất cao trên máy bay, cửa hút khí của nó đặt gần vệt máy phóng. Có những dao động nhỏ của áp suất, hoặc {54} ngừng trong máy nén, hoặc ngắt buồng đốt sau và thậm chí cả việc lịm dần động cơ. Nguyên nhân của những hiện tượng này là ba yếu tố sau: đầu tiên - việc đốt nóng không đồng đều không khí ở đầu vào máy nén; thứ hai - sự thay đổi các thuộc tính của hỗn hợp hơi-không khí so với không khí và thứ ba - sự xuất hiện của những bụi nước nhỏ hình thành từ hơi quá nhiệt của máy phóng khi tương tác với không khí.

(http://scilib-avia.narod.ru/Pavlenko1/images/055.gif)
Рис. 2.14. Зависимости нагрузок на колеса передней и основных стоек шасси, скорости V от времени движения самолета по трамплину

Hình 2.14. Sự phụ thuộc của tải trọng trên bánh xe càng trước và càng chính, tốc độ V vào thời gian di chuyển của máy bay trên cầu bật

Tất cả đặt ra những yêu cầu nâng cao đối với động cơ máy bay trên hạm về độ lớn dự trữ độ ổn định khí động lực.

Khi cất cánh bằng cầu bật do sự chuyển động của máy bay có tốc độ trên cầu bật phát sinh tải trọng khung bệ từ sự va chạm trên cầu bật trước khi máy bay tách đất rời khỏi cầu bật. Hình 2.14 cho thấy sự phụ thuộc theo tính toán của tải trong trên bánh xe càng trước Ркп và càng chính Рко vào thời gian t mà máy bay chuyển động trên cầu bật [13]. Ngay khi mới di chuyển tải trọng trên trụ sát-xi càng trước đã đạt đến đỉnh cao, sau đó giảm nhẹ và trước khi tách đất rời sàn cầu bật một lần nữa lại tăng lên, đạt giá trị gần tối đa. Các càng chính trong toàn thời gian di chuyển trên cầu bật dần dần được giảm tải. Hệ số quá tải tiêu chuẩn ny khi máy bay tiếp xúc với cầu bật tăng lên 30 ... 35% và tiếp theo khi di chuyển trên cầu bật nó có tăng nhẹ (4 ... 5%). Tại thời điểm tách đất rời cầu bật của máy bay thì phản lực của càng trước biến mất, sau đó đến các càng sát-xi chủ (t = 9,9 s). Quá tải tiêu chuẩn giảm đột ngột từ trị tối đa của nó {55} đến trị tối thiểu, sau đó từ từ tăng lên đến giá trị tương ứng với đà tăng tốc của máy bay.

Máy bay trên boong rung động trong trường hợp tổng quát là một hệ động lực phi tuyến. Các tín hiệu đầu vào của hệ thống là các dịch chuyển hk của boong tại các điểm tiếp xúc với máy bay (sát-xi máy bay), còn đầu ra - phản lực gối tựa R, tăng tải khung sườn (Airframe; Planeur; Пла́нер летательного аппарата). Nếu máy bay có hệ thống ba bánh tựa, R1 - phản lực gối tựa mũi, R2 - tổng hợp phản lực các gối tụa chính của sát-xi, h1 - dịch chuyển của sàn boong tại điểm tiếp xúc với bánh hơi của càng mũi còn h2 - tại các điểm tiếp xúc với các bánh hơi của các càng chính. Dải tần số của các đồ thị đặc tính biên độ-tần số có thể chia thành các khu vực sau: khu vực trước cộng hưởng, khu vực cộng hưởng tần số thấp, khu vực cộng hưởng tần số cao và ngoại cộng hưởng. Các tính toán do I.A.Lobarev thực hiện cho thấy độ cứng của các giảm xóc và bánh hơi có ảnh hưởng đáng kể đến biên độ tại tần số cộng hưởng. Giảm độ cứng của các giảm xóc và bánh hơi 10 lần sẽ giảm tần số cộng hưởng, cộng hưởng tần số thấp giảm 3...4 lần và theo thứ tự sẽ giảm biên độ cộng hưởng tần số thấp. Ảnh hưởng đáng kể đến biểu đồ đặc tính biên độ-tần số của hệ động lực "khung sườn-gầm bệ" là thuộc tính hấp thụ của các giảm xóc.

Do đó, khi tàu chuyển động, máy bay đang neo giữ sẽ chịu tải thông qua phần rung động của tàu, các bánh bơm khí nén và trụ sát-xi máy bay. Các thuộc tính độ cứng của các yếu tố bị neo giữ và sát-xi máy bay là cực kỳ quan trọng.

Việc hạ cánh máy bay trên hạm thực hiện nhờ đai hãm xả đà, và chỉ có máy bay cất-hạ cánh thẳng đứng và trực thăng thực hiện hạ cánh theo chiều thẳng đứng hoặc sử dụng các phương tiện kỹ thuật đặc biệt. Việc cất cánh, mà đặc biệt là việc hạ cánh trên boong TSB buộc phải sử dụng bánh hơi chứa khí nén áp suất cao. Ví dụ, khi khai thác máy bay "Phantom" từ các sân bay trên bộ thì áp suất trong bánh xe các càng chính của nó là hơn 1400 kPa, nhưng khi khai thác máy bay trên tàu sân bay, áp suất này là 2500 kPa. Điều này có cơ sở ở tốc độ hạ thấp theo phương thẳng đứng là cao (máy bay "Phantom" - 7 m/s), cũng như ở tải trọng động khi di chuyển { 56 } trên boong tàu trong quá trình phanh hãm và tăng tốc trên vệt máy phóng (rãnh phóng).

Hạ cánh có đai hãm xả đà được thực hiện với các cặp tổ hợp khác nhau của lực hãm và gia tốc dài dấu âm của máy bay ở các khối lượng máy bay và tải trọng chiến đấu khác nhau. Chúng có thể hạ cánh với việc bắt móc đối xứng và bất đối xứng vào cáp của máy hãm. Độ lệch cho phép tối đa của điểm tiếp xúc của móc vào cáp hãm khi hạ cánh bất đối xứng là 20 % chiều dài cáp hãm căng phía trên mặt boong, tức là 6...7 m, tùy thuộc vào kiểu thiết bị hãm xả đà. Khi hạ cánh đối xứng sẽ có tình trạng quá tải lớn - đến mức 4g. Khi hạ cánh không đối xứng cũng xảy ra quá tải, cũng như có khả năng mất độ ổn định hành trình và ổn định hông của máy bay trên đường chạy xả đà trong khi bị cáp máy hãm phanh giữ. Điều này gây ra dao động hông và dao động trên hành trình của máy bay. Chúng có thể dẫn đến việc va quệt công-xơn cánh hoặc vũ khí đạn được treo dưới cánh vào sàn boong và làm tổn thương cấu trúc máy bay.

(http://scilib-avia.narod.ru/Pavlenko1/images/057.gif)
Рис. 2.15. Захват тросом аэрофинишера самолета в воздухе (не коснувшегося палубы корабля)

Hình 2.15. Cáp máy hãm chụp giữ máy bay khi đang trên không (chưa tiếp sàn boong)

Trong quá trình khai thác máy bay trên tàu sân bay, việc hạ cánh có thể được thực hiện tại các tư thế hạ cánh khác nhau của máy bay về trạng thái của độ chúi dọc, độ nghiêng ngang, hướng di chuyển, các tốc độ hạ độ cao khác nhau. Tất cả những điều này ảnh hưởng đến sự gia tải lên kết cấu máy bay và thiết bị hãm xả đà và đưọc tính đến khi chế tạo và thử nghiệm các máy bay hải quân trên hạm.

Một trường hợp đặc biệt khi các máy bay trên hạm hạ cánh với thiết bị hãm xả đà cưỡng bức là việc bắt cáp máy hãm khi máy bay còn trên không và bánh xe chứa khí nén của máy bay chưa tiếp sàn boong (hình 2.15). Điều này thường xảy ra khi phi công cố gắng sửa một lỗi nào đó bằng cách tăng góc chúi dọc ở tốc độ thấp ngay tại {57} boong. Đồng thời xảy ra việc tăng góc chúi và chụp được cáp hãm hạ cánh trước khi càng sát-xi tiếp xúc được với sàn boong tàu sân bay. Tùy thuộc vào đặc tính hình học của sát-xi và móc phanh và sự định tâm của máy bay sẽ dẫn đến lực phanh có thể có điểm đặt ở dưới tâm khối lượng (TSM) của máy bay, tạo ra một mô-men bổ nhào gây chúi đáng kể. Tốc độ hạ thấp mũi máy bay, tại thời điểm sát-xi càng trước chạm boong tàu sân bay, có thể dẫn đến sự gia tải lớn cho khung gầm máy bay.

Nhiệm vụ vào hàng tuyến để hạ cánh và hạ cánh trên tàu sân bay là loại nhiệm vụ độc nhất vô nhị bởi vì nó có cơ sở từ các điều kiện môi trường ngoài, các đặc tính kỹ thuật của tàu sân bay và các đặc điểm của hệ "phi công-khung sườn khí động-động cơ" («летчик–планер–двигатель»; "pilot-airframe-engine"). Ngoài các đòi hỏi về độ bền của máy bay và các thành phần của nó trong quá trình hạ cánh còn có những yêu cầu vô cùng nghiêm ngặt về các đặc tính bay và chất lượng điều khiển máy bay. Để đảm bảo các thông số kỹ thuật tốt khi hạ cánh phi công phải thực hiện các thay đổi chính xác về độ chúi và độ nghiêng để phối hợp chỉnh sai trên glissade và hướng. Một yếu tố quan trọng khi hạ cánh là sự ổn định của máy bay trên quỹ đạo, tức là ổn định trên phương diện tốc độ - lực đẩy. Tốc độ bay trên không phải được thay đổi chỉ bằng cách kiểm soát theo chiều dọc máy bay tại tư thế không đổi của cần điều khiển động cơ (РУД - ручка управления двигателем). Yêu cầu máy bay phải có được khả năng cơ động ở chế độ không đổi của lực đẩy với các thay đổi nhỏ trong góc tấn, và để cho lực đẩy yêu cầu được giảm xuống khi tăng góc tấn và tăng lên khi giảm góc tấn. Điều này tạo cơ hội thực hiện các chỉnh sửa cần thiết glissade nhờ sử dụng sự kiểm soát theo chiều dọc, chỉnh góc tấn đến các giá trị mong muốn, sau đó điều chỉnh lực đẩy nhờ sử dụng tư thế cần điều khiển động cơ. Sẽ thực sự giảm nhẹ rất nhiều khối lượng công tác cho người lái khi hạ cánh nếu sử dụng hệ tự động điều chỉnh lực đẩy (автомата тяги; autothrottle). Các tín hiệu đầu vào đối với autothrottle là những sự thay đổi góc tấn, gia tốc tiêu chuẩn và góc lệch của bánh lái độ cao. Chúng được đưa vào thiết bị tính toán của autothrottle. Autothrottle đảm bảo cho sự tự động thay đổi lực đẩy động cơ, sự thay đổi dẫn đến việc duy trì góc tấn cần thiết - tốc độ trên không trong quá trình cơ động trên glissade và theo đúng hướng.

(http://upload.wikimedia.org/wikipedia/commons/thumb/2/2d/Thrust_levers_of_an_Airbus_A320.jpg/800px-Thrust_levers_of_an_Airbus_A320.jpg)
Ví dụ về các thrust lever của A-320 được đặt tới vị trí autothrottle khi bay ổn định đường dài (cruise flight).

Một tính năng quan trọng khác của động cơ máy bay hải quân trên hạm là khả năng tăng tốc của nó từ chế độ làm việc trong các điều kiện tiếp cận vào hạ cánh chuyển sang chế độ làm việc tối đa để đảm bảo thoát ly sang vòng lượn thứ hai. Độ lớn sức tăng tốc đối với máy bay đặt căn cứ trên TSB là 2,5 giây. Khi {58} đó phải đảm bảo rằng gia tốc dài của máy bay đạt 5,5 (km/h ) / giây.

Khi cất cánh và hạ cánh thẳng đứng các máy bay trên hạm, sẽ phát sinh một chuỗi phức tạp các tính năng cụ thể của sự gia tải và hoạt động theo chức năng của các bộ phận trên máy bay, các hệ thống và máy móc cua nó.

Khi máy bay VTOL (СВВП - Самолёт Bертикального Bзлёта и Посадки; VTOL - Vertical Take-Off and Landing) cất cánh, khí xả nóng có thể xâm nhập cửa vào động cơ, làm giảm lực đẩy và giảm dự trữ ổn định khí động lực, làm xoay dòng khí ga về hướng cửa hút không khí khi có sự tương tác với dòng không khí tổng hợp bên ngoài phía trên boong (gió + hành trình di chuyển của con tàu). Việc giảm lực nâng do hoạt động hút dòng khí xả và sự xuất hiện dòng chảy bao máy bay hướng từ trên xuống dưới, sự gia tải kết cấu máy bay VTOL do tính chất không tĩnh học của dòng khí ga xuất phát từ mặt boong (các đài phun), hình thành nên bởi hai hoặc nhiều dòng khí ga gặp nhau khi chúng đập vào sàn boong. Tác động về mặt âm thanh lên kết cấu của chiếc máy bay, đang phát ra dòng khí thải khi CHC thẳng đứng, xảy ra lúc các dòng khí đó tương tác với nhau và với vật cản là boong tàu.

Khi hạ cánh máy bay VTOL, có thể xảy ra sự gia tải đáng kể sát-xi và toàn bộ cấu trúc máy bay do hạ cánh có độ nghiêng (hoặc máy bay có góc nghiêng, hoặc boong nghiêng do lắc mạn mà tiếp cận với sát-xi càng máy bay ở một góc nào đó), và vì máy bay hạ cánh khi có sự di chuyển của boong lên phía trên đỉnh một con sóng .
.
Đặc điểm của máy bay hải quân trên hạm bất kỳ loại nào là việc khai thác chúng trong các điều kiện môi trường tác động rất mạnh lên kết cấu dưới dạng ăn mòn. Máy bay và các bộ phận của nó - động cơ, vũ khí và trang thiết bị đều chịu tác động của nước biển dù là bụi nước nhỏ nhất, thấm qua tất cả các lỗ mở - dưới mức độ này hay khác tùy vị trí, độ ẩm của không khí xung quanh, khả năng bị đóng băng.

Mục đích của các máy bay hải quân trên hạm, nhiệm vụ chiến đấu mà chúng thực hiện các điều kiện đặt căn cứ đề ra, ảnh hưởng bên ngoài đến phương tiện bay khi tàu di chuyển, đến việc cất cánh và hạ cánh trên boong tàu sẽ xác định các đặc điểm và thông số kỹ thuật của kết cấu máy bay hải quân trên hạm.
........

(tiếp)

2.2. Các đặc tính kỹ thuật và đặc điểm cấu trúc của máy bay trên hạm cất cánh bằng máy phóng và hạ cánh bằng máy hãm đà

Đặc điểm đặt căn cứ trên các tàu sân bay, thực hiện cất cánh từ máy phóng và hạ cánh có máy hãm xả đà và sự ấn định có chủ đích có ảnh hưởng cơ bản đến đặc tính kỹ thuật và kết cấu các máy bay hải quân trên hạm.

Trong thành phần không đoàn đặt căn cứ trên một TSB hiện đại gồm có: máy bay tiêm kích, máy bay cường kích, máy bay tiêm kích-ném bom, máy bay chống ngầm và trực thăng chống ngầm, máy bay trinh sát điện tử và tác chiến điện tử, máy bay AWACS, máy bay tiếp dầu.

Với máy bay tiêm kích hạm người ta đề ra các đòi hỏi cao về cả các đặc tính CHC, cũng như yêu cầu đặc biệt về các thuộc tính cơ động. Bố cục của máy bay tiêm kích được xác định bởi mong muốn đảm bảo sự kết hợp tốt nhất của cánh, thân, đuôi và thiết bị phát lực nhằm đạt được khả năng cơ động cao trong chiến đấu, các giá trị tối thiểu về tốc độ khi cất cánh và hạ cánh; vì vậy cửa hút khí bố trí sao cho có hiệu suất cao nhất khi cơ động, chọn kết cấu hình học đuôi và sắp xếp nó một cách tốt nhất để phù hợp với trường vận tốc góc tại các góc tấn lớn. Theo những nguyên tắc như vậy, người ta chế tạo ra các máy bay tiêm kích trên hạm hiện đại nhất của nước ngoài như F-14 và F/A-18.

Tiêm kích F-14 "Tomcat" - máy bay tiêm kích hạm cơ bản thuộc loại này, được thiết kế để thay thế máy bay "Phantom" và có thể thực hiện các chức năng:

1. Làm nhiệm vụ tiêm kích hộ tống và chiếm ưu thế trên không. Đây là mục đích chính, nó xác định bố cục chung của máy bay, kích thước và trọng lượng của nó. Nhằm mục đích này, bán kính hoạt động được xác định là 800 km, tiến hành không chiến 2 phút ở các độ cao trung bình trong các chế độ đốt sau (tăng lực) của động cơ và trang bị vũ khí: pháo gắn thêm và 4 tên lửa có điều khiển "Sparrow".

2 . Tiêm kích phòng không. Nhằm mục đích này, máy bay cần phải thực hiện tuần tra ở cự ly 300 km trong vòng 2 giờ có mang các thùng dầu phụ treo dưới cánh và sáu tên lửa có điều khiển tầm xa kiểu "Phoenix".

(http://scilib-avia.narod.ru/Pavlenko1/images/061.gif)
Рис. 2.16. Корабельный истребитель F-14 «Томкэт»

Hình 2.16. Tiêm kích hạm F-14 "Tomcat"{61}

3. Máy bay tấn công các mục tiêu mặt đất và mặt nước mang tải trọng bom 6570 kg và hai tên lửa "không-đối-không" có điều khiển loại "Sidewinder" để bảo vệ trước sự tấn công của các máy bay tiêm kích.

Để đảm bảo thực hiện những nhiệm vụ đa dạng giao phó cho máy bay, thỏa mãn các yêu cầu nhiều mâu thuẫn: tầm bay phải xa, khả năng cơ động phải cao và các tốc độ bay phải lớn (M > 2) đã thông qua sơ đồ máy bay cánh cụp-xòe (trong khi bay ) hình mũi tên, áp dụng các vũ khí mạnh và các thiết bị tinh vi. Tất cả những điều này dẫn đến khối lượng máy bay lớn. Để đảm bảo an toàn bay sử dụng hai động cơ, còn thiết bị điện tử tinh vi của hệ thống đạo hàng và kiểm soát khi tham gia chiến đấu đòi hỏi phải phi hành đoàn phải có hai thành viên.

Máy bay F-14 (hình 2.16) được thực hiện theo sơ đồ "cánh giữa thân" (Mitteldecker; Среднеплан; Midwing) với cánh hình mũi tên (dạng cánh cụp) thay đổi trong khi bay, với đuôi điều khiển nằm ngang và hai sống đuôi đứng. Dải góc hình mũi tên của cánh khi bay nằm trong khoảng 20...68 °. Các yêu cầu cơ bản khi lựa chọn hình thức và các tham số cho cánh là: dịch chuyển tối thiểu tiêu điểm (фокус) khi thay đổi dạng cụp-xòe cánh để giảm tổn thất cân bằng và đảm bảo các đặc tính cơ động cao trong chiến đấu, cũng như kích thước hợp lý để bố trí trên tàu sân bay. Sự thay đổi không ngừng góc cụp xòe của cánh đảm bảo nhận được chất lượng tối đa trong mọi điều kiện bay, tức là đạt được sự thay đổi chất lượng theo đường bao các giá trị tối đa về chất trên góc dạng cánh cụp đã cho khi thay đổi số Mach của chuyến bay, như thể hiện tại hình 2.17. Việc đặt góc cánh cụp được thực hiện một cách tự động nhằm đạt đến các đặc tính kỹ thuật tối đa về khả năng cơ động. Từ cabin lái phi công cũng có thể tự tay cài đặt bất kỳ góc cụp xòe yêu cầu nào trong dải chỉ định. Khi bố trí máy bay trên tàu sân bay góc cụp cánh được tăng lên đến 75 ° để giảm kích thước sải cánh máy bay. Trong trường hợp này sẽ xảy ra việc các mặt phẳng cánh nâng chồng lên các bề mặt cánh ổn định. {62}

(http://scilib-avia.narod.ru/Pavlenko1/images/063_1.gif)
Рис. 2.17. Изменение величины качества для данных углов стреловидности при изменении числа М полета

Hình 2.17. Thay đổi trị số phẩm chất đối với các góc cụp-xòe cánh đã cho khi thay đổi trị số Mach khi bay

(http://scilib-avia.narod.ru/Pavlenko1/images/063_2.gif)
Рис. 2.18. Небольшие поверхности треугольной формы в плане, выдвигающиеся из неподвижной части центроплана

Hình 2.18. Các bề mặt nhỏ hình tam giác trên mặt bằng, trượt ra từ phần cố định của cánh giữa

Đặc điểm bố cục của máy bay là việc nó sử dụng các bề mặt nhỏ hình tam giác trên mặt bằng, kéo ra từ phần mũi của cánh giữa cố định (hình 2.18). Các bề mặt này được sử dụng để tạo ra lực nâng bổ sung vào lực nâng của cánh, nhưng lực này đặt phía trước tâm khối lượng của máy bay. Vị trí này của lực nâng bổ sung (phía trước tâm khối lượng của máy bay) là cực kỳ đáng mong chờ vì lý do đảm bảo các đặc tính mô-men cần thiết, các đặc tính kỹ thuật đó sẽ xác định tính ổn định và tính điều khiển được của nó. Đối với các đặc tính mô-men theo chiều dọc, thuộc tính tiêu cực điển hình là sự thay đổi đột ngột và đáng kể tiêu điểm của máy bay (điểm đặt gia số lực nâng khi thay đổi góc tấn) trong quá trình chuyển từ tốc độ cận âm sang tốc độ bay siêu âm và khi gia tăng đáng kể góc tấn, khi mà trên các bề mặt chịu lực của máy bay xuất hiện sự gián đoạn dòng chất lưu. Do sự dịch chuyển tiêu điểm về phía sau trọng tâm của máy bay sẽ xuất hiện một mô-men bổ nhào lớn. Việc đẩy các bề mặt nhỏ trong phần mũi của cánh giữa về phía trước tâm khối lượng của máy bay sẽ bù lại mô-men bổ nhào, tức là cân bằng các mô-men phát sinh, đặc biệt khi chuyển sang tốc độ bay siêu âm. Thông thường, các bề mặt này được xếp trong phần mũi cánh cố định giữa và tùy thuộc tốc độ và độ cao bay, chúng được đẩy ra góc tối đa là 15 °. Ngoài mục đích cân bằng máy bay trong quá trình chuyển sang tốc độ bay siêu âm, các bề mặt này được sử dụng để có thêm lực nâng bổ sung ΔYbal trong lúc cơ động chiến đấu. Nếu không có các bề mặt này, khi tiêu điểm máy bay dịch chuyển ra phía sau để cân bằng mô-men bổ nhào từ lực nâng của cánh, cánh đuôi ổn định chệch hướng xuống một góc giá trị âm (hình 2.19), kết quả của nó là lực nâng ΔYbal sẽ ngược chiều với lực nâng Y của cánh và tổng lực RΣ, làm uốn cong quỹ đạo chuyển động của máy bay khi cơ động, giảm trị số của lực nâng âm của cánh đuôi ổn định. Khi xòe các bề mặt phía trước ra thì điều này không cần thiết, vì chúng cân bằng máy bay và kết quả là có được một trị số lực lớn để thực hiện các thao tác cơ động. Các bề mặt được đẩy ra sẽ dẫn đến việc giảm mô-men uốn tác động lên kết cấu máy bay, trong đó cả mô-men uốn được các bản lề cánh tiếp nhận. Vì vậy, các bề mặt trượt này có tính chất đa mục đích. Chúng được kéo ra cùng với sự thay đổi độ cụp xòe của cánh và trượt các cánh tà trước và cánh tà sau (Slats, Flaps; Предкрылки, Закрылки).

(http://scilib-avia.narod.ru/Pavlenko1/images/064.gif)
Рис. 2.19. Изменение подъемной силы при балансировке без выдвигающихся поверхностей (а) и с выдвигающимися поверхностями (б)

Hình 2.19. Sự thay đổi lực nâng khi cân bằng mà không có các bề mặt trượt (a) và có các bề mặt trượt (b)

(http://scilib-avia.narod.ru/Pavlenko1/images/065.gif)
Рис. 2.20. Отклонение предкрылков и закрылков на различных режимах полета:
А — полет с большой скоростью; В — боевое маневрирование; С — взлет и посадка; 1 — предкрылок (носок крыла); 2 — интерцептор; 3 — верхняя панель закрывания щели; 4 — щелевой закрылок; 5 — нижняя панель закрывания щели

Hình 2.20. Độ lệch của cánh tà trước và cánh tà sau trong các chế độ bay khác nhau:
A - bay ở tốc độ cao; B - cơ động chiến đấu; C - cất cánh và hạ cánh; 1 - cánh tà trước (cánh mũi); 2 - interceptor; 3 - pa-nen trên phủ khe; 4 - cánh tà sau có khe; 5 - pa-nen dưới phủ khe

Cánh máy bay được trang bị các cánh tà trước trên toàn bộ sải cánh cùng với các cánh tà sau dạng đơn có khe hở (hình 2.16). Cánh tà trước và cánh tà sau được trượt lệch đi lúc cất cánh, hạ cánh và lúc thực hiện cơ động trong chuyến bay. Góc lệch tối đa của tà trước - 17 °, tà sau - 35 độ. Cánh tà trước trên mỗi công-xơn cánh được chia thành hai phần, còn cánh tà sau - chia thành ba phần: hai chủ (giữa và bên ngoài) và một phụ (bên trong). Tại các chế độ bay khác nhau {65} cánh tà trước và cánh tà sau được xoay lệch với các góc khác nhau (hình 2.20). Khi bay ở các tốc độ cao, trên toàn bộ dải thay đổi các góc cụp-xòe cánh, cánh tà sau và cánh tà trước (cánh mũi) ở vị trí 0 (không trượt lệch). Khi bay ở các tốc độ thực hiện cơ động chiến đấu, cánh tà trước xoay lệch đi 8° 30' còn cánh tà sau - 10° với các góc cụp-xòe cánh từ 20...57°. Khi cất cánh và hạ cánh cánh tà trước xoay lệch 17 °, cánh tà sau xoay lệch 35 ° ở góc cụp-xòe cánh 20°. Trên mỗi công-xơn cánh cài đặt các interceptor 4 phần. Chúng được bố trí phía trước cánh tà sau trên toàn sải cánh và có thể xoat lệch một góc 55 °. Các interceptor được sử dụng để kiểm soát máy bay về độ nghiêng, bởi vì trên máy bay không có cánh phụ (eleron). Việc kiểm soát máy bay nhờ các interceptor kết hợp với các độ lệch vi sai của cánh ổn định đuôi được thực hiện cho đến khi các góc cụp-xòe cánh đạt 55 °. Ở các góc cụp-xòe lớn, việc kiểm soát độ nghiêng của máy bay chỉ thực hiện qua các độ lệch vi sai của công-xơn cánh ổn định đuôi. Ngoài ra, các interceptor được sử dụng để trực tiếp kiểm soát lực đẩy khi máy bay hạ cánh, thực hiện vai trò giống như phanh hãm không khí lúc hạ cánh.

Như vây, để kiểm soát trạng thái bay của máy bay người ta sử dụng: cụp-xòe cánh chính, các bề mặt có thể trượt ra thu vào tại phần mũi của cánh cố định giữa và cánh tà trước cùng cánh tà sau, các interceptor, cánh ổn định đuôi di động (cả các vi sai) và các bánh lái hướng đuôi đứng 2 sống. Tại các chế độ bay khác nhau có sự phối hợp làm việc của các cơ cấu cánh và tất cả các cơ cấu điều khiển máy bay.

Khi cất cánh và bay ở tốc độ thấp góc cụp-xòe cánh để ở 20°. Tất cả ba phần của cánh tà sau xoay lệch 35 °, còn cánh mũi (tà trước) lệch 17°. Để kiểm soát độ nghiêng sử dụng tất cả các phần của interceptor với các khả năng xoay lệch đến 55 ° và một độ lệch vi sai của cánh ổn định đuôi. Khi góc cánh cụp-xòe lớn hơn 22 ° tại tốc độ bay cận âm thì phần phụ trợ (phần bên trong) cánh tà sau sẽ không xoay lệch, vì phần gốc công-xơn cánh bắt đầu đi vào trong phần cố định của cánh. Việc kiểm soát về hướng được thực hiện bởi các bánh lái hướng liên kết động học với hệ thống điều khiển về độ nghiêng. Việc kiểm soát về độ chúi được thực hiện bằng cách xoay (đồng thời) cánh ổn định đuôi di động. {66}

Trong chế độ cơ động chiến đấu góc xòe của cánh nằm trong khoảng 20...57°. Hai phần của cánh tà sau (phần giữa và phần ngoài) xoay lệch góc 10°, còn phần trong ở vị trí trung hòa (vị trí số 0). Cánh tà trước xoay lệch một góc 8° 30'. Các bề mặt trượt được xoay 5° trong dải các góc cụp-xòe của cánh từ 20...35°, còn tại các góc lớn hơn 35° - chúng được xoay đến góc tối đa là 15°. Kiểm soát độ nghiêng được thực hiện bằng các độ lệch vi sai của cánh ổn định đuôi và toàn bộ các bộ phận của interceptor. Tại góc xòe cánh lớn hơn 55° để kiểm soát về độ nghiêng chỉ sử dụng độ lệch của công-xơn cánh ổn định. Độ lệch của các phần cơ bản của cánh tà sau và cánh tà trước và các bề mặt kéo-xếp bổ sung phía trước dạng tam giác sẽ được điều khiển bằng máy tính.

Ở chế độ bay tốc độ lớn (tốc độ bay siêu âm) góc xòe cánh là 68°. Kiểm soát độ nghiêng được thực hiện chỉ bằng cách kiểm soát vi sai cánh ổn định. Các bề mặt dạng tam giác phía trước được tự động kéo ra tới góc 15 ° theo luật tuyến tính so với tốc độ bay.

Ở chế độ vào tuyến hạ cánh và hạ cánh góc xỏe cánh là 20°. Tất cả các phần của cánh tà sau xoay lệch góc 35°, các cánh mũi (tà trước) lệch góc 17°. Toàn bộ các phần của interceptor đều có thể được sử dụng để kiểm soát trị số lực nâng, tức là trong trường hợp này chúng có thể bị làm lệch đồng thời trên cả hai mặt phẳng cánh. Phanh hãm không khí được sử dụng để kiểm soát quỹ đạo chuyển động của máy bay vào hạ cánh.

Phanh không khí được bố trí trên bề mặt trên và dưới của phần đuôi thân máy bay giữa các ống xả của các động cơ. Chúng được sử dụng để hãm máy bay khi cơ động chiến đấu, để kiểm soát quỹ đạo khi ném bom và vào tuyến hạ cánh. Độ lệch phối hợp của tấm trên và tấm dưới của hệ thống phanh không khí hầu như không làm thay đổi sự cân bằng của máy bay. Khi hạ cánh để đảm bảo khoảng cách cần thiết của các điểm thấp của máy bay so với boong (để tránh phần đuôi máy bay đập vào boong) người ta thiết kế bộ khóa độ bung pa-nen dưới của phanh không khí nhằm hạn chế độ xoay của nó khi thả càng máy bay.

Đuôi nằm ngang có góc xòe 51° và được xoay lệch trong dải góc 14...-35°. {67}

Đuôi đứng hai sống được chọn vì lý do hiệu quả làm việc ở những góc tấn lớn trong khu vực dòng khí xoáy bị xáo trộn và lý do bố trí máy bay trên tàu sân bay mà không phải gấp cánh. Các đuôi đứng có góc cụp (стреловидность) 47 ° cách nhau 3,25 m và có góc ngả (угол развала) 5 ° ra phía ngoài mặt phẳng thẳng đứng. Bánh lái hướng được xoay đối xứng theo cả hai hướng ở góc ± 30 °.

Thân máy bay có cấu hình phức tạp (hình 2.16). Trong khu vực mũi - tiết diện tròn A, trong khu cabin kíp lái - tiết diện hình quả lê B. Tiếp theo sau các cửa hút khí (C , D, E) - tiết diện hình dạng phức tạp với các bầu động cơ nhô xuống phía dưới. Thân máy bay bao gồm ba phần (ba khoang). Trong phần phía trước bố trí ca-bin phi hành đoàn và sát-xi càng trước, gắn với phần này là các cửa hút khí và ụ gốc cánh. Ở phần giữa - dầm chủ của cánh và thùng chứa nhiên liệu thân giữa máy bay. Gắn vào đó là các bầu chứa động cơ, các sát-xi càng chính và phần cố định của cánh. Gắn vào phần thân đuôi là phần đuôi của bầu chứa động cơ, kết cấu đuôi (cánh đuôi ngang (стабилизатор) và hai đuôi đứng (кили)), hãm không khí trên và dưới, móc (hook) neo xoay được để chụp cáp hãm thuộc hệ thống hãm đà máy bay khi hạ cánh trên tàu sân bay.

Một tính năng đặc trưng của máy bay là việc đưa vào thành phần cấu trúc thân máy bay hai bầu chứa động cơ (двигательные гондолы), bắt đầu từ các cửa hút không khí và kết thúc bằng các phần đuôi, trong đó bố trí các lá điều tiết của cửa xả động cơ. Sự chuyển động của không khí từ cửa hút khí đến phần ra của ống xả là theo dọc trục (không xoay hướng). Điều này xét trên nhiều mặt đã xác định trước cấu hình và diện tích mặt cắt ngang thân máy bay. Thân máy bay có cấu trúc dạng dầm với các khung sườn đúc. Nó được làm bằng các hợp kim titan.
.........

(tiếp)

Một trong những yếu tố quan trọng nhất của kết cấu máy bay có cánh thay đổi dạng cụp xòe trong khi bay là dầm ngang trung tâm, trên đó lắp đặt các khớp bản lề của công-xơn xoay của cánh. Công-xơn cánh truyền sang dầm các mô-men uốn và mô-men xoắn lớn. Gắn vào dầm là các yếu tố của thân máy bay, vỏ động cơ, vì vậy nó phải rất cứng, bền và đáng tin cậy. Kích thước và hình dạng của xà ngang trung tâm được lựa chọn từ điều kiện tối thiểu mô-men theo chiều dọc và cải thiện tính năng khí động học. Để đạt được các giá trị thấp nhất của mô-men theo chiều dọc, khi thay đổi độ cụp-xòe {68} của cánh ở các độ cao bay lớn và cơ động với cường độ cao xác định tư thế các bản lề công-xơn cánh, và ấn định chiều dài của dầm ngang trung tâm là 6700 mm, chiều cao 355 mm và chiều rộng 838-914 mm. Dầm được bố trí trong khu vực mặt cắt ngang lớn nhất của máy bay. Để đảm bảo quy tắc diện tích và làm giảm ứng suất kháng đòi hỏi mặt cắt dầm có dạng chữ V. Dầm này cũng được sử dụng cho vị trí đặt các thùng nhiên liệu. Kết cấu xà ngang trung tâm bao gồm 33 chi tiết gia công cơ khí. Ứng dụng liên kết đinh tán sẽ dẫn đến việc tăng đáng kể khối lượng và vấn đề sử dụng khối tích hữu ích đối với vị trí chứa nhiên liệu. Điều này đòi hỏi sử dụng các vật liệu kết cấu mới và các quy trình công nghệ mới. Kết quả là đã chọn sơ đồ dầm dạng caisson hở (hình 2.21), chế tạo bằng titan theo phương pháp hàn chùm tia điện tử. Hình 2.21 cho thấy dầm ngang trung tâm và loại liên kết hàn được sử dụng. Để sản xuất dầm này đòi hỏi 70 thao tác hàn riêng biệt, trong đó có 57 liên kết nối đối đầu không cắt. Phần còn lại là các liên kết chồng hoặc liên kết góc. Hợp kim titan được dùng chế tạo vỏ cánh trên và dưới. Titan được sử dụng trong kết cấu cửa hút không khí, các tấm phần thân đuôi và các đường ống dẫn của hệ thống thủy lực. Trong khối lượng kết cấu titan chiếm 24%, hợp kim nhôm - 39%, thép - 17%, các vật liệu tổng hợp - 20%.

(http://scilib-avia.narod.ru/Pavlenko1/images/070.gif)
Рис. 2.21. Центральная поперечная балка (а) самолета F-14 и типы применяемых сварных соединений (б):
1, 7 — нижняя обшивка; 2, 5 — верхняя обшивка; 3, 4, 8, 9 — швы сварных соединений; 6 — центральная нервюра

Hình 2.2. Dàm ngang trung tâm (a) của máy bay F-14 và các loại liên kết hàn được sử dụng (b):
1, 7 - vỏ dưới; 2, 5 - vỏ trên; 3, 4, 8, 9 - mối hàn liên kết; 6 - các sườn ngang trung tâm {70}

Một trong những cấu trúc quan trọng nhất là cấu trúc khớp xoay của công-xơn cánh. Cơ chế khớp xoay công-xơn cánh bao gồm hai ổ bi cầu hình vòng xuyến. Khớp bản lề được làm bằng hợp kim titan phủ Teflon. Bản lề gắn liền dầm caisson ngang bằng đinh tán. Công-xơn xoay của cánh được thực hiện theo sơ đồ hai xà cánh dọc (двухлонжеронная схема). Sống dọc (stringers) và sườn ngang (ribs) làm bằng duralumin. Cánh đuôi ổn định ngang và sống đuôi đứng cũng có kết cấu hai xà dọc nhưng lớp phủ là loại đa lớp. Cánh tà trước, cánh tà sau, interceptor và bánh lái hướng cũng có cấu trúc vỏ nhiều lớp.

Sát-xi ba càng. Tất cả các trụ càng đều được thu về phía trước. Càng trước với cặp bánh xe kép được thu vào một hốc nằm bên dưới buồng lái. Các càng chính chỉ có bánh xe dạng đơn. Chúng được gắn và thu vào phần cố định gần thân của cánh. Để thực hiện điều này trong thời gian thu càng thì bánh xe được xoay đi một góc đối với trụ càng, chiếm tư thế gần như nằm ngang. Gắn vào trụ càng trước của sát-xi máy bay là một thanh chống để liên kết máy bay với thoi máy phóng trên tàu sân bay (hình 2.16). Gắn vào phần thân đuôi máy bay là móc thu hồi (hook) để chụp bắt cáp máy hãm khi hạ cánh và phanh giữ máy bay nhờ sự trợ giúp của máy hãm trên boong tàu sân bay.

Thiết bị phát lực gồm hai động cơ turbin phản lực 2 chu trình (ТРДД ; Turbofan; còn gọi là động cơ phản lực 2 luồng khí) TF 30-P-412 của công ty "Pratt & Whitney" với lực đẩy 93 kN. Tiêu hao nhiên liệu trong chế độ tăng lực (форсаж) là 0.245 kg/(N • h), tổng lượng tiêu thụ không khí - 116 kg/s, bậc của hai chu trình - 0,91, tổng bậc tăng áp suất khí trong máy nén khí - 18,6, bậc tăng áp suất không khí trong quạt hút khí - 2,1 ... 2,2, nhiệt độ khí gaz đầu vào tua bin - 1533 K, trọng lượng động cơ - 1800 kg, đường kính tối đa - 1288 mm. Sơ đồ động cơ cho trên hình 2.22. Quạt hút 1 - thiết bị ba tầng không điều chỉnh hướng. Cánh quạt của thiết bị dẫn hướng đầu vào được làm nóng bằng không khí nóng từ máy nén khí. Quạt hút chế tạo từ hợp kim titan. Cánh bánh xe công tác tầng ba của quạt làm bằng vật liệu phức hợp bo-nhôm. Kết quả là, trọng lượng của bánh xe công tác giảm 36 % so với bánh xe cùng loại làm bằng hợp kim titan. Cánh công tác của tất cả ba tầng của quạt hút có các kệ chống rung động. Chốt khóa của các cánh công tác của quạt - loại "đuôi én". {71}

(http://scilib-avia.narod.ru/Pavlenko1/images/071.gif)
Рис. 2.22. Конструктивная схема двигателя TF30-P-412 самолета F-14:
1 — вентилятор; 2 — компрессор низкого давления; 3 — компрессор высокого давления; 4 — камера сгорания; 5 — турбина высокого давления; 6 — турбина низкого давления; 7 — форсажная камера; 8 — реактивное сопло

Hình 2.22. Sơ đồ kết cấu động cơ TF30-P-412 máy bay F-14:
1 - quạt; 2 - máy nén khí áp suất thấp; 3 - máy nén khí áp suất cao; 4 - buồng đốt; 5 - tuabin cao áp; 6 - tua bin thấp áp; 7 - buồng đốt sau; 8 - miệng xả phản lực

Máy nén áp suất thấp 2 - có sáu bậc cấu trúc kết hợp trong một khối đơn vị duy nhất cùng với quạt hút. Cả hai cùng gắn trên một trục và được dẫn động quay bởi tuốc bin áp suất thấp ba tầng. Cánh quạt hướng dòng và làm việc của hai tầng đầu tiên được đặt nghiêng (theo dòng). Điều này làm tăng hiệu quả của máy nén do giảm được tách lớp biên. Tất cả các yếu tố cấu trúc của máy nén áp suất thấp được chế tạo bằng hợp kim titan. Cánh quạt thiết bị dẫn hướng được làm bằng thép.

Máy nén áp lực cao 3 - có bảy tầng. Các cấu kiện của nó được làm bằng hợp kim niken. Trong máy nén này có các van bắc cầu cho không khí chuyển sang chu trình ngoài, được sử dụng khi khởi động động cơ và chuyển sang các chế độ công tác ổn định.

Buồng đốt 4 - dạng vòng hình ống (трубчато-кольцевая) có tám ống nhiệt (жаровые трубы) ít khói. Mỗi ống nhiệt có ở phần phía trước trên 4 miệng đốt các vòi phun kép hai kênh. Ống nhiệt kết cấu hai lớp thành ống có gân, giữa chúng hình thành nên kênh dọc truyền không khí làm mát. Kết cấu như vậy tăng cường hiệu quả làm mát (giảm 50% lượng tiêu hao không khí làm mát), và đảm bảo nâng cao độ bền các ống nhiệt. Do đó trọng lượng của chúng giảm 20%.

Tuabin cao áp 5 - một tầng, chịu tải cao. Các cánh thiết bị vòi phun đúc bằng hợp kim coban kết tinh định hướng. Việc làm mát kiểu màng-đối lưu các cánh thiết bị phun đảm bảo cho chúng hoạt động tin cậy ở nhiệt độ cao trong điều kiện dòng khí có nhiệt độ cao trước tua bin. Cánh quạt công tác của tuabin được chế tạo từ hợp kim niken kết tinh định hướng. Các cánh quay có kết cấu không vành, được làm mát bằng không khí.

Tuabin áp thấp 6 - ba tầng, cánh công tác tầng đầu có hệ thống làm mát bằng không khí. Các cánh vòi phun của tầng này cũng được làm mát bằng không khí.

Buồng đốt sau (đốt tăng lực) 7 - có pha trộn các dòng khí của chu trình thứ nhất và thứ hai. Buồng có 5 khu vực đốt hình xuyến với một dải điều chỉnh rộng. Hệ thống điều chỉnh của buồng đốt sau đảm bảo các giới hạn rộng trong sự thay đổi mức độ tăng cường bằng cách tiếp tục đưa vào (theo khu vực) hoặc ngắt cung nhiên liệu vào bộ phân phối (collector). Việc sử dụng các tổ hợp kết hợp khác nhau các vùng đốt {72} đảm bảo thay đổi trơn tru lực đẩy trong các chế độ đốt sau từ 20-100 % khi lực đẩy phát triển. Hệ thống nhiên liệu của buồng đốt sau gồm 7 collector nhiên liệu hình vòng xuyến có các vòi phun nhiên liệu ra ở dạng tia. Phễu xả dòng phản lực 8 - điều chỉnh được.
........

(tiếp)

Hộp truyền động chính của hệ thống máy đặt dưới máy nén và được dẫn động từ rotor áp suất cao qua bánh truyền động hình côn. Trên hộp truyền động bố trí các cơ cấu dẫn động tới máy bơm nhiên liệu và dầu nhờn, bộ khởi động, máy bơm thủy lực và các hệ thống thiết bị khác.

Hệ thống điều khiển thuỷ cơ. Hệ thống hạn chế nhiệt độ tối đa khí gaz trước tuabin gồm cảm biến nhiệt độ và bộ điều khiển điện tử (bộ hạn chế), so sánh nhiệt độ đo được trước hết với giá trị giới hạn đặt ra cho nó. Khi nhiệt độ đo được vượt quá một giá trị được xác định trước, việc cung nhiên liệu sẽ giảm xuống và tương ứng sẽ giảm nhiệt độ khí gaz.

Để khởi động, ở động cơ này người ta sử dụng bộ khởi động tuabin không khí, bố trí trên hộp truyền động.
Trong thiết bị phát lực của F-14 có sử dụng các cửa hút không khí bên hông tương đối đơn giản có nén ngoài và các tấm nằm ngang di động để điều tiết của chúng. Cạnh sắc phía trên của cửa hút khí nhô ra phía trước và nằm ở mũi phần cánh cố định (ụ cánh). Cửa hút không khí được đẩy về phía trước để tránh ảnh hưởng của cánh. Các cửa hút không khí được bố trí cách thân máy bay một khoảng nhất định (178 mm), tạo ra một khe tương đối lớn để tránh lớp biên, hình thành trên phần mũi của thân (hình 2.23). Các mặt phẳng dọc đối xứng của các cửa hút không khí có độ nghiêng tương đối so với mặt phẳng đối xứng của máy bay về phía thân. Các cửa hút không khí như vậy có hiệu quả tốt ở các tiêm kích cơ động. Chúng có các giá trị thu hồi áp lực toàn thể cao trong một dải rộng của tốc độ và góc tấn.

(http://scilib-avia.narod.ru/Pavlenko1/images/073.gif)
Рис. 2.24. Схема воздухозаборника и его регулирования:
1 — верхняя носовая часть; 2, 6, 9 — подвижные панели; 3, 4 — силовые цилиндры; 5, 8, 12 — оси вращения панелей; 7 — неподвижная верхняя часть воздухозаборника; 10 — нижняя часть воздухозаборника; 11 — нижняя губа

Hình 2.23. Cửa hút không khí của máy bay F-14:
1 - cạnh sắc phía trên; 2 - pa-nen di động; 3 - mép dưới

Sơ đồ cửa hút không khí và sự điều tiết của nó được thể hiện trên hình 2.24. Phần mũi phía trên 1 từ cạnh sắc phía trước là cố định và được hòa hợp vào kết cấu {74} cánh. Các phần cố định là phần trên của cửa hút khí 7, mép dưới 11 và phần dưới của cửa hút không khí 10. Để điều chỉnh cửa hút không khí sử dụng ba tấm di động 2, 6 và 9. Các tấm điều tiết nằm ngang của các cửa hút không khí xoay đối với các trục 5, 8 và 12 nhờ các xi-lanh động lực 3, 4. Việc xoay các pa-nen để điều khiển cửa hút không khí được thực hiện tự động theo trị số Mach trong chuyến bay. Nhờ sự trợ giúp của tư thế các tấm 2 và 9 mà các chế độ của cửa hút không khí được cài đặt (trong đó hình thành những bước nhảy độ nén), còn lá 6 để tạo khe cho không khí lọt qua khí quyển để phù hợp với sự làm việc của cửa hút không khí cùng với động cơ.

(http://scilib-avia.narod.ru/Pavlenko1/images/074.gif)
Рис. 2.24. Схема воздухозаборника и его регулирования:
1 — верхняя носовая часть; 2, 6, 9 — подвижные панели; 3, 4 — силовые цилиндры; 5, 8, 12 — оси вращения панелей; 7 — неподвижная верхняя часть воздухозаборника; 10 — нижняя часть воздухозаборника; 11 — нижняя губа

Hình 2.24. Sơ đồ cửa hút khí và sự điều tiết:
1 - phần mũi trên; 2, 6, 9 - các tấm di động; 3, 4 - xy lanh động lực; 5, 8, 12 - trục quay của các tấm pa-nen; 7 - phần cố định phía trên của cửa hút không khí; 10 - phần dưới của cửa hút không khí; 11 - miệng dưới (cửa hút khí)

Ở các tốc độ bay trước âm (дозвуковый) pa-nen trước 2 và pa-nen sau 9 gần như nằm ngang. Diện tích mặt cắt để cho không khí đi qua là lớn nhất. Chỉ có một khe nằm giữa các pa-nen 2 và 9, thông qua đó lớp biên được thoát ra qua một khe hình thành bởi panen 6 mở. Trên hình này các đường đứt nét thể hiện chế độ làm việc của cửa hút không khí lúc cất cánh khi đồi hỏi lượng không khí tiêu tốn cao nhất và sự thiếu khí được đảm bảo bù đắp nhờ sự làm việc của các pa-nen mở như là tấm tạo ra khe dưới dạng cửa sổ hút (đường đứt nét). Trong chế độ này, không khí chảy bao mép dưới từ phía dưới lên (đường đứt nét).

Ở các tốc độ bay cận âm (chế độ transonic, околозвуковый, трансзвуковой режим) các tấm 2 và 9 nghiêng đi một chút (xoay) so với các trục 12 và 8 xuống dưới. Tiết diện giảm, và xuất hiện bước nhảy mật độ trực tiếp. Trong chế độ này cũng xảy ra việc pha trộn lớp biên và đẩy phần không khí vào qua khe mở do sự xoay của tấm pa-nen 6 so với trục 5.

Ở các tốc độ bay siêu âm panen trước 2 hạ xuống đáng kể và được bung ra khoảng giữa chiều dài của nó do sự chuyển động của các thanh trượt của xi-lanh động lực 3. Panen sau cũng hạ khá nhiều. Pa-nen 6 sẽ mở một khe hở để thoát luồng không khí rơi vào đó qua khe giữa các tấm 2 và 9. Kết quả là hình thành bốn bước nhảy mật độ nén - ba chéo và một bước cuối cùng gần như thẳng. Cú nhảy chéo đầu tiên về độ nén xuất phát từ mép nhọn phía trước, bước nhảy thứ hai - từ mặt gãy đầu tiên được hình thành bằng cách xoay tấm 2 so với con nêm cố định 1, bước thứ ba - từ mặt tách pa-nen 2 thành hai phần ở khoảng giữa chiều dài của nó.

Dòng không khí xô đến được nén qua bốn lớp "rào chắn" {75} dồn chặt, lớp biên được dẫn qua khe giữa các pa-nen phía trước và phía sau. Sau đó, chúng được nén trong phần trước âm của cửa hút không khí và đi vào động cơ. Phần trước âm khá ngắn, bởi vì trong cửa hút khí này một sự không đồng đều nhỏ sẽ được đảm bảo do thiếu những biến đổi tại chỗ có ý nghĩa.

Khe giữa các pa-nen trước 2 và pa-nen sau 9 trong cửa hút không khí đóng vai trò quan trọng. Trong trường hợp không có khe việc tách dòng sẽ xảy ra ở những góc xoay nhỏ của các tấm pa-nen. Sự hiện diện của khe đảm bảo cho sự làm việc không ngừng trong tất cả các chế độ. Khe có mặt cắt ngang biến đổi. Nó phục vụ cho việc hút lớp biên hình thành trên nêm 1 và pa-nen 2, cũng như để thả cho lượng khí dư thoát qua khe hình thành bởi pa-nen 6 cũng như để nạp không khí qua chính khe đó trong chế độ cất cánh. Khi động cơ đang chạy ở các chế độ thấp về tần số quay, nó tiêu tốn ít không khí - trong trường hợp này khe mở rộng và lượng không khí dư thừa sẽ được thoát qua vào khí quyển. Khi tần số quay ngày càng tăng, khe sẽ hẹp lại và tương ứng sẽ làm giảm lượng không khí bị bỏ qua.
.........

(tiếp)

Để nâng cao sự làm việc ổn định của động cơ ở các chế độ tăng tốc, cạnh dưới cửa hút không khí được tăng độ dầy và áp dụng việc bỏ qua không khí từ các bậc nén giữa của máy nén khí. Sự làm việc của pa-nen để cho không khí lọt qua trong chế độ nạp khí là tích cực xét từ quan điểm ổn định hoạt động của động cơ và cửa hút không khí. Tất cả những hiệu ứng này được thể hiện trên hình 2.25, trong đó cho thấy sự phụ thuộc của hệ số dự trữ ổn định của động cơ hoặc cửa hút không khí vào độ dày của mép không có cánh cửa và có cánh cửa cho không khí thoát qua. Việc tăng độ dày của mép, như thấy trên đồ thị, dẫn đến sự gia tăng đáng kể hệ số dự trữ đột biến động cơ (коэффициент запаса по помпажу; engine surging), còn việc sử dụng cửa thoát không khí đảm bảo bước nhảy trong giá trị hệ số dự trữ ổn định. Trong khi đó người ta quan sát thấy ảnh hưởng thực sự nhỏ hơn của bề dày mép dưới cửa hút khí. Cũng gây tác dụng tương tự là thiết bị giữ chậm nhịp độ giảm tần số quay rotor động cơ khi lực đẩy và lượng tiêu thụ không khí giảm gấp, nhằm ngăn chặn khả năng phát sinh sự không ổn định trong hoạt động của thiết bị phát lực.

Các thông số kỹ thuật tốt của cửa hút gió và động cơ cho phép có được dải rộng các góc tấn và góc trượt được phép khi cơ động máy bay. Trên hình 2.26 dẫn ra khu vực các góc tấn và góc trượt cho phép tại các vận tốc bay nhỏ, các vận tốc bay lớn trước âm và cận âm, vận tốc bay siêu âm.

(http://scilib-avia.narod.ru/Pavlenko1/images/077_1.gif)
Рис. 2.25. Зависимость коэффициента запаса устойчивости от толщины губы обечайки без створки и со створкой перепуска

Hình 2.25. Sự phụ thuộc của hệ số dự trữ ổn định vào chiều dày mép ống không có cánh và có cánh cho lọt không khí

(http://scilib-avia.narod.ru/Pavlenko1/images/077_2.gif)
Рис. 2.26. Области допустимых углов атаки и скольжения при маневрировании самолета: на малых, дозвуковых и околозвуковых, сверхзвуковых скоростях полета

Hình 2.26. Khu vực các góc tấn và góc trượt cho phép khi cơ động máy bay: tại các tốc độ bay nhỏ, trước âm và cận âm, siêu âm.

Trên máy bay lắp hai động cơ trang bị các vòi xả nhiều cửa. Với sự bố trí này của động cơ, mối quan tâm đặc biệt được tập trung vào việc giảm ứng suất phần đuôi máy bay khi tách xa miệng xả của các động cơ. Miệng xả của động cơ - điều chỉnh được, gồm 18 cánh mà nhờ ba xi-lanh thủy lực và vòng chịu lực chung, dịch chuyển được dọc theo trục động cơ. Vị trí sau cùng tạo thành hình thức miệng xả thắt hẹp. Các bầu che bên ngoài bằng tấm kim loại đóng kín các khe hở giữa các yếu tố cố định và di động của miệng xả và tạo ra một đường bao ngoài trơn tru với một góc nghiêng tương đương 13,5 °. Trong các chế độ tăng lực, vòng xuyến có các lá di chuyển về phía trước gần như kề sát cửa ra của buồng đốt sau. Miệng xả chuyển đổi thu hẹp - mở rộng theo tương quan diện tích đầu ra với diện tích tối thiểu (phần thu hẹp) bằng 1,2. Đường bao ngoài trong trường hợp này có góc nghiêng 7,5°. Việc làm mát miệng xả được thực hiện bằng không khí sau quạt, thổi dọc theo thành buồng đốt sau (tăng lực). Màn không khí lạnh sau quạt cách ly cánh miệng xả với luồng khí gaz nóng, nghĩa là không khí làm mát đặc biệt không được đưa đến các cánh này.

Miệng xả siêu âm đảm bảo cũng các đặc tính đặc như vậy cho máy bay, giống như miệng phun có tỷ lệ mở rộng 1,6. Điều này đạt được bằng cách chọn miệng xả khối lượng nhẹ và đòi hỏi ít tiêu tốn không khí để làm mát.

Như đã đề cập, trên máy bay các động cơ được bố trí khá xa nhau. Bố cục đó được chọn vì lý do phải đặt bốn tên lửa "Phoenix" trong một kênh phẳng giữa các bầu chứa động cơ. Kết quả là, cửa hút khí và cửa xả tách xa ra. Để giảm ứng suất của phần đuôi cùng với các cửa xả người ta xem xét các cấu hình khác nhau cho phần này của máy bay: đường bao dài giữa các miệng xả, lùi lại so với mặt phẳng gắn miệng xả là 1,4 chiều dài miệng xả; đường bao ngắn có chiều dài bằng 0,8 chiều dài miệng xả dưới dạng nêm; đường bao ngắn nhưng có nén bổ sung phần trung tâm. Các nghiên cứu chỉ ra rằng tại các tốc độ trước âm đường bao ngắn kiểu nêm có ứng suất nhỏ nhất, còn tại các tốc độ siêu âm ứng suất phần đuôi có đường bao ngắn lớn hơn một chút so với đường bao dài. Mở rộng phần trung tâm đối với đường bao ngắn sẽ loại bỏ sự tăng ứng suất này. Vì vậy, trên máy bay F-14A người ta chọn cho phần đuôi đường bao ngắn có {78} có mở rộng phần trung tâm. Cấu hình như thế đảm bảo giá trị ứng suất là tối thiểu cho phần đuôi máy bay trong một dải rộng tốc độ bay - cả ở các tốc độ trước âm cũng như siêu âm.

Thiết bị và vũ khí của máy bay F-14. Hệ thống định vị-ngắm bắn gồm hệ thống radar xung Doppler đa chế độ AN/AWG-9 tìm kiếm, phát hiện, bám sát và dẫn đường, hệ thống hồng ngoại tìm kiếm và bám sát mục tiêu. Hệ thống định vị-ngắm bắn đảm bảo phát hiện máy bay tiêm kích ở cự ly đến 160 km. Tùy thuộc vào diện tích bề mặt hiệu quả phát xạ vô tuyến (EPR) của mục tiêu, cự ly phát hiện nó có thể thay đổi từ 120-315 km. Radar có ăng-ten phẳng đường kính 0,91 m và có thể thực hiện đồng thời bám sát đến 24 mục tiêu trên không và dẫn bắn tên lửa kiểu "Phoenix" tới 6 mục tiêu. Đối với biện pháp đối kháng điện tử trên máy báy người ta lắp đặt các thùng chứa phản xạ lưỡng cực và mồi nhử, có các phương tiện gây nhiễu tích cực.

Trong thành phần vũ khí của F-14 có các tên lửa có điều khiển "không-đối-không" tầm xa "Phoenix", tầm trung "Sparrow" và tầm ngắn "Sidewinder", pháo 20 mm "Vulcan" cơ số đạn 676 viên, các tổ hợp tải trọng bom khác nhau.

Máy bay F-14 được thiết kế với nhiều phiên bản: F-14A, F- 14B ( với F401 turbofan), F- 14C (với các thiết bị điện tử và trang bị vũ khí tiên tiến). Kế hoạch trong tương lai sẽ cho phép sản xuất hàng loạt phiên bản F-14D với động cơ F110 và các hệ thống điện tử được cải tiến.

Máy bay tiêm kích-ném bom McDonnell Douglas Northrop F/A-18 "Hornet" có hai phiên bản: F - máy bay tiêm kích, A - máy bay cường kích. Nó được thiết kế để thay thế các máy bay đang phục vụ trong Hải quân Mỹ là A-7 "Corsair" và F-4 "Phantom". Kết quả là, các máy bay chiến đấu trên hạm chính của Hải quân Hoa Kỳ sẽ là máy bay tiêm kích F-14 "Tomcat", máy bay tiêm kích-ném bom F/A-18 "Hornet" và máy bay ném bom A-6 "Intruder".

(http://scilib-avia.narod.ru/Pavlenko1/images/080.gif)
Рис. 2.27. Самолет F/A-18 «Хорнет»

Hình 2.27. Máy bay F/A-18 "Hornet"

Máy bay F/A-18 (hình 2.27) có cánh cụp vừa phải (27 °) với một ụ gốc cánh dạng cụp lớn, đuôi ngang và đuôi đứng 2 sống dạng cụp. Máy bay có hai động cơ tuabin phản lực hai luồng khí có buồng đốt tăng lực (ТРДДФ - Двухконтурный турбореактивный форсированный двигатель). Trọng lượng cất cánh phiên bản máy bay tiêm kích - 15 740 kg, còn trong phiên bản máy bay cường kích - 22 320 kg. Tốc độ bay tối đa tương ứng M> 1.8, tốc độ hạ cánh - 248 km/h, trần bay thực tế - 15 240 m, bán kính chiến đấu trong phiên bản tiêm kích - 740 km, còn trong phiên bản cường kích - 1065 km. Máy bay có một chỗ ngồi.

Khi thiết kế máy bay mối quan tâm lớn được giành cho cấu hình khí động học. Để có được những đặc tính cần thiết ở các góc tấn lớn hình thức cánh trên mặt bằng được chọn có độ cụp cạnh trước vừa phải {80} bằng sự hiện diện một ụ cánh có góc cụp lớn và một gốc cánh lớn, nghĩa là áp dụng loại cánh vẫn gọi là cánh lai. Cánh này có ứng lực kháng nhỏ hơn, các đặc tính tốt chống giật và ổn định theo các phương dọc, ngang và ổn định hành trình và tính dễ điều khiển máy bay, khả năng chống sụp khi bay xoáy ốc. Ụ cánh độ cụp lớn cạnh trước tạo ra các bó xoáy hình thành trường giải phóng năng lượng không chỉ ở chính ụ cánh, mà còn trên toàn bộ bề mặt cánh. Đánh giá ụ cánh với cạnh trước thẳng và cong cho thấy ụ cánh có cạnh trước cong sẽ đảm bảo ổn định khá lớn các bó xoáy khi gia tăng góc tấn, còn bản thân các bó xoáy sẽ ngăn chặn hiện tượng đứt dòng khí trên toàn bộ cánh.

Để cải thiện các đặc tính ở các tốc độ bay trước âm và cận âm, cơ cấu cánh được thiết kế đảm bảo sự thay đổi độ cong của profil cánh. Để thay đổi độ cong của profil cánh sử dụng các cánh mũi và cánh tà sau có thể xoay lệch gần như trên toàn bộ sải cánh. Cánh mũi và cánh tà sau được xoay nghiêng tự động, tùy thuộc vào góc tấn công và trị số Mach khi bay. Sự tự động hóa này đảm bảo sức cản tối thiểu tại các chế độ cơ động khác nhau không cần sự can thiệp của phi công. Nhưng phi công vẫn có thể tự tay kiểm soát độ lệch của cánh mũi và cánh tà khi cơ động, vào tuyến tiếp cận và hạ cánh. Góc lệch tối đa cánh mũi 25°, còn cánh tà - 20° trong lúc thực hiện cơ động. Khi cất cánh chúng được xoay lệch 30°, còn khi hạ cánh thì cánh mũi - 30°, còn cánh tà - 45 độ. Điều gì đưa đến sự áp dụng ụ cánh, độ nghiêng cánh mũi và cánh tà sau ? Hình 2.28 cho thấy sự phụ thuộc của hệ số tối đa của lực nâng cmax vào trị số Mach khi bay đối với cánh nguyên thủy 1, cánh có ụ cánh 2 và cánh có ụ cánh và các cánh mũi và cánh tà sau xoay nghiêng 3. Ứng dụng ụ cánh cấu hình phức tạp làm tăng diện tích cánh khoảng 10%, làm tăng hệ số lực nâng 50%. Việc gia tăng hệ số tối đa của lực nâng còn được đảm bảo bằng cách thay đổi độ cong profil cánh khi xoay các cánh tà sau và cánh mũi. Khi đó sẽ đảm bảo sức cản cảm ứng khá nhỏ tại các góc tấn lớn, bởi vì các bó xoáy xuất phát từ ụ cánh kết hợp với sự thay đổi độ cong profil, sẽ ngăn ngừa hoặc kiềm chế việc phá vỡ dòng chảy chất lưu từ cánh.

(http://scilib-avia.narod.ru/Pavlenko1/images/081.gif)
Рис. 2.28. Зависимость максимального коэффициента су mах подъемной силы от числа М полета самолета F/A-18:
1 — для исходного крыла фиксированной кривизны без наплывов; 2 — для крыла с наплывами; 3 — для крыла с наплывами и отклоняемыми носками и закрылками

Hình 2.28. Sự phụ thuộc của hệ số tối đa cymax của lực nâng vào số Mach khi bay của máy bay F/A-18:
1 - cánh nguyên thủy độ cong cố định không có ụ cánh; 2 - cánh có ụ cánh; 3 - cánh có ụ cánh và các cánh mũi cánh tà có thể xoay nghiêng

Việc cải thiện dòng chảy bao cánh sẽ tăng cường khả năng kiểm soát máy bay. Vì vậy, việc sử dụng cánh lai thực sự cải thiện khả năng kiểm soát phương mặt cắt ngang ở các góc tấn lớn (hình 2.29), đồng thời làm giảm đáng kể sự đảo lái (yaw; рыскание). Cánh lai cũng làm giảm sự dịch chuyển của tiêu điểm khí động học trong quá trình chuyển từ các tốc độ trước âm sang các tốc độ siêu âm. Điều này làm giảm sự mất cân bằng ở các tốc độ siêu âm và khi cơ động với những quá tải lớn bằng cách giảm lực khí động học hướng xuống dưới của cánh đuôi ổn định ngang. Lực này còn giảm nhiều hơn nữa khi lắp đặt ụ cánh dưới một góc nào đó so với cánh, nhờ đó tâm áp lực của toàn bộ cánh dịch chuyển về phía trước.

(http://scilib-avia.narod.ru/Pavlenko1/images/082.gif)
Рис. 2.29. Изменение коэффициента момента поперечной управляемости самолета F/A-18 при больших углах атаки:
1 — исходное крыло; 2 — крыло с наплывами

Hình 2.29. Sự thay đổi hệ số mô-men điều khiển theo phương trục ngang máy bay F/A-18 ở các góc tấn lớn:
1 - cánh nguyên không ụ; 2 - cánh có ụ cánh

Chọn độ cong profil ụ cánh tiến hành từ điều kiện cực tiểu sức kháng cảm ứng ở các tốc độ trước âm và siêu âm. Tối ưu là các ụ cánh có độ cong lớn. Do góc cụp lớn của ụ cánh việc cho nó độ cong lớn là có thể mà không làm tăng đáng kể thời gian tăng tốc của máy bay. Nhờ {82} độ cong như vậy của ụ cánh, sự xuất hiện của các xoáy mạnh được duy trì cho đến giá trị của hệ số lực nâng lớn hơn giá trị đặc trung của chế độ hành trình hoặc các cơ động siêu âm xác định. Đồng thời, điều đó không ngăn cản sự hình thành các xoáy khí cần thiết để tăng lực nâng ở các góc tấn lớn.

Kết quả của các biện pháp kể trên là việc giảm hệ số sức cản cảm ứng đảm bảo bởi kết cấu cánh lai có ụ cánh độ cong lớn so với cánh không có ụ cánh. Việc giảm sức cản phía chính diện này tương ứng với sự gia tăng vận tốc vòng ngoặt xác định khi M = 1,2 lên khoảng 8 %.
........

(tiếp)

Để giảm thiểu sức cản cảm ứng tại các tốc độ siêu âm không lớn, đặc biệt khi số M = 1.2, xác định sự phân bố diện tích tiết diện ngang thân máy bay ở trên và dưới mặt phẳng cánh, đảm bảo tương quan tốt nhất giữa các giá trị của sức cản cảm ứng và chính diện khi lực nâng bằng không. Hiệu quả lớn nhất đạt được với phân bố diện tích đảm bảo giao thoa khí động học hữu ích, sự giao thoa dẫn đến việc gia tăng lực nâng ở góc tấn xác định trước. Sự phân bố diện tích mong muốn đạt được bằng việc giảm đáng kể diện tích mặt cắt ngang thân máy bay phía trên cánh (hơn là đòi hỏi theo quy tắc thông thường về diện tích đã cực tiểu hóa sức cản ở lực nâng bằng không) và tăng nhẹ diện tích mặt cắt ngang phần dưới cánh. Khu vực hạ áp mạnh xuất hiện phía trên cánh do kết quả biện pháp giảm diện tích thân máy bay, lan đến bề mặt rộng của cánh, tạo ra một lực nâng giá trị dương. Sự gia tăng diện tích mặt cắt ngang của thân máy bay phía dưới cánh cũng tạo ra một lực nâng có dấu dương như vậy. Phương pháp được lựa chọn diện tích này gọi là quy tắc vi phân diện tích (дифференциальное правило площадей;differential rule areas).

Kiểu phân bố diện tích tìm ra, khi đảm bảo sự giao thoa hữu ích, sẽ làm giảm góc tấn cần thiết để đạt được hệ số lực nâng mong muốn, do đó giảm sức cản cảm ứng, nhưng với cái giá tăng một chút sức cản chính diện ở lực nâng bằng không. Ngoài ra, một mô-men thuận lợi theo chiều dọc sẽ được hình thành làm giảm tổn thất cân bằng. Việc hạ sức cản sẽ cho phép {83} tăng vận tốc góc của vòng ngoặt xác định lên 5%.

Hình 2.30 cho thấy việc áp dụng quy tắc vi phân diện tích (b) so với quy tắc diện tích thông thường được sử dụng để giảm sức cản khi tăng tốc ở các máy bay có từ thời trước (a).

(http://scilib-avia.narod.ru/Pavlenko1/images/084.gif)
Рис. 2.30. Применение дифференциального правила площадей на самолете F/A-18 (б) по сравнению с обычным правилом площадей (а)

Hình 2.30. Sử dụng quy tắc vi phân diện tích trên máy bay F/A-18 (b) so với quy tắc diện tích thông thường (a)

Trong các giai đoạn thiết kế ban đầu người ta dự kiến đảm bảo sự ổn định riêng và khả năng điều khiển của máy bay, cũng như khả năng chống rơi vào vòng xoắn ốc mà không có phương tiện bổ sung để nâng cao tính ổn định. Sau đó, người ta đưa vào đề án các hệ thống tăng cường ổn định mới nhất để đảm bảo các đặc tính thuật lái cao cấp cho máy bay.

Để có được sự ổn định theo chiều dọc ở các góc tấn cao và ngăn chặn hiện tượng "vẫy" kết cấu cánh đuôi (бафтинг оперения; buffeting) trong dòng không khí phía sau cánh chính ở các giá trị quá tải lớn, cánh đuôi ổn định nằm ngang được đặt thấp hơn cánh thân.

Việc giảm tổn thất trong quá trình cân bằng khi cơ động đạt được theo hai phương pháp phi tiêu chuẩn mới. Hệ thống nâng cao khả năng điều khiển theo chiều dọc đảm bảo sự ổn định tĩnh học, sự ổn định khi cơ động và chống rung, theo đó đối với một mức độ xác định trước của các đặc tính thuật lái có thể làm giảm dự trữ ổn định tĩnh học và ổn định theo phương dọc, nhưng nằm trong các giới hạn thiết lập từ { 84 } điều kiện an toàn bay khi hệ thống nâng cao tính ổn định không làm việc. Việc áp dụng kết cấu đuôi ngang kích thước lớn hơn là cần thiết để thực hiện điều kiện ổn định và khả năng điều khiển, cho phép dịch chuyển tâm khối lượng về phía sau. Việc giảm đáng kể tổn thất cân bằng so với giá trị của nó trong thực tế thiết kế thông thường được tạo ra bởi sự kết hợp các ứng lực cân bằng nhỏ, thu được bằng cách dịch chuyển tâm khối lượng về phía sau và các độ lệch nhỏ của cánh đuôi ổn định nằm ngang, vốn cần thiết để hình thành những ứng lực này. Hiệu ứng tổng hợp do giảm tổn thất cân bằng được thể hiện trong việc cải thiện các đặc tính lượn vòng (вираж) xác định khi M = 1.2 lên khoảng 10% (tính đến sự gia tăng khối lượng kết cấu đuôi và sức cản tại lực nâng bằng không).

Trong phiên bản cuối cùng máy bay có dự trữ 3% ổn định tĩnh học theo chiều dọc. Tuy nhiên, sự định tâm trung hòa theo quá tải tương ứng với việc đẩy tâm khối lượng nhiều ra phía sau, hơn là khi định tâm trung hòa thông thường, vì vậy việc định tâm trung hòa theo tình trạng quá tải khi cơ động là không bao giờ đạt được. Sự ổn định nói trên được thực hiện chỉ với các giá trị nhỏ của hệ số lực nâng (ổn định tăng cùng với sự tăng lực nâng) và hệ thống tăng cường khả năng điều khiển không làm việc, tức là trong các trường hợp khẩn cấp.

Kích thước và vị trí của cánh đuôi đứng được lựa chọn theo điều kiện đảm bảo ổn định hành trình ở toàn bộ dải tốc độ với các góc tấn vượt các giá trị cân bằng tối đa của chúng. Hai đuôi đứng nghiêng ra ngoài mặt phẳng thẳng đứng trong trường xoáy tạo ra bởi các ụ cánh. Hình 2.31 cho thấy đặc tính ổn định hành trình như chức năng của góc tấn đối với đuôi một sống đứng 1 và hai sống đứng 2 của các phương án kết cấu đuôi đứng với các mô-men tĩnh học giống nhau của diện tích của chúng trong dòng chảy chất lưu phía sau cánh lai (hybrid). Phương án hai sống đuôi đứng đảm bảo ổn định và khả năng chống xoắn ốc trên toàn dải các góc tấn, trong khi đuôi một sống đứng đặc trưng bởi sự mất ổn định hành trình rất mạnh ở những góc tấn lớn.

(http://scilib-avia.narod.ru/Pavlenko1/images/085.gif)
Рис. 2.31. Характеристика путевой устойчивости при разных углах атаки:
1 — для однокилевого вертикального оперения; 2 — для двухкилевого вертикального оперения

Hình 2.31. Đặc tính ổn định hành trình tại các góc tấn khác nhau:
1 - đối với kết cấu đuôi một sống đứng; 2 - đối với kết cấu đuôi hai sống đứng

Vị trí kết cấu đuôi đứng, đẩy lên trước theo chiều ngang đã được lựa chọn vì những lý do sau: để tránh làm giảm hiệu quả của cánh đuôi ngang do sự giao thoa với các cánh đuôi đứng đặt nghiêng; để có được sức cản thấp ở tốc độ siêu âm do sự phân phối thuận lợi diện tích các mặt cắt ngang của máy bay từ phần mũi đến phần đuôi; là cách tốt nhất hòa hợp việc gắn kết cấu đuôi đứng và truyền dẫn lực của kết cấu cánh đuôi ngang với cấu trúc thân máy bay.

Hệ thống điều khiển máy bay bao gồm các thiết bị tăng cường không đảo ngược, các ứng lực trên các cần điều khiển được tạo ra bởi các thiết bị tự động ứng lực.

Kiểm soát độ chúi dọc được thực hiện nhờ thiết bị dẫn động cơ khí kết cấu kép thông thường bằng cáp và thanh kéo, kết nối với cánh đuôi có điều khiển. Hệ thống cải thiện khả năng kiểm soát theo phương dọc phục vụ việc hình thành các lực khí động học mong muốn trên toàn dải các chế độ bay. Tuy nhiên, máy bay có thể được lái cả khi không có hệ thống cải thiện khả năng điều khiển và cơ sở duy nhất cho việc áp dụng nó là sự cần thiết đảm bảo các đặc tính yêu cầu trong các chế độ chuyển tiếp. Độ tin cậy khi sử dụng cùng với chi phí mua và chi phí hoạt động thấp là tiêu chí chính để lựa chọn hệ thống này.

Kiểm soát độ nghiêng ngang được thực hiện đồng thời nhờ các cánh liệng (cánh nhỏ, cánh phụ; элерон; aileron) được điều khiển từ xa bằng điện, và cánh đuôi ngang với độ lệch vi sai của công-xơn cánh trái và phải. Đuôi ngang là cơ cấu chính kiểm soát độ nghiêng ngang ở các giá trị áp suất cao tốc lớn, khi hiệu quả cánh liệng bị giảm do ảnh hưởng của tính đàn hồi khí động còn các cánh liệng (cùng với cánh đuôi ngang) đảm bảo điều khiển độ nghiêng ngang ở tốc độ thấp. Các ailerons được điều khiển nhờ tín hiệu điện truyền trực tiếp từ cần điều khiển tới cơ cấu chấp hành. Đuôi ngang đủ hiệu quả về độ nghiêng ngang {86} để đảm bảo an toàn bay của máy bay, bao gồm cả thực hiện hạ cánh với các cánh liệng không làm việc. Hệ thống tăng cường kiểm soát độ nghiêng ngang, hoạt động theo tín hiệu vận tốc góc của độ nghiêng, cải thiện thuộc tính cơ động của máy bay và đặc tính theo dõi mục tiêu.

Kiểm soát về hướng được thực hiện nhờ dẫn động cơ khí thông thường, truyền đến thiết bị dẫn động bánh lái hướng. Hệ thống cải thiện ổn định hành trình của máy bay phản ứng với tốc độ góc của hiệu ứng lắc dọc (рыскание), sự quá tải ngang và tích số của vận tốc góc với góc tấn.

Cùng với sự hình thành các quá trình chuyển tiếp của chuyển động bên, hệ thống cải thiện khả năng điều khiển độ nghiêng ngang và hệ thống cải thiện khả năng ổn định hành trình sẽ ổn định trục dọc tức thời của chuyển động quay của máy bay so với đường ngắm pháo để giảm hiệu ứng con lắc. Để cải thiện hơn nữa các quá trình chuyển tiếp của chuyển động bên (боковое движение), người ta đưa vào mối liên hệ giữa các cánh liệng với các bánh lái hướng.

Tính kháng xoắn ốc của máy bay được đảm bảo bởi độ cụp vừa phải của cánh, các ụ cánh, cánh mũi nghiêng, vị trí thấp của đuôi ngang, đuôi đứng hai sống lệch ra ngoài, liên hệ giữa cácc cánh liệng với bánh lái hướng, những chỗ lồi phẳng bên hông - những sống răng lược trên nón mũi thân máy bay. Áp dụng các mấu lồi này là kết quả việc sử dụng kinh nghiệm khi phát triển máy bay F-5, có phần mũi tối ưu cho sự ổn định hành trình ở các góc tấn lớn và dòng chảy bao yêu cầu của cánh. Hình nón mũi máy bay có mặt cắt ngang hình tròn, còn các sống răng lược đảm bảo cho nó hình dạng mong muốn của mặt cắt ngang.

Độ cụp vừa phải, các sống lược và các cánh mũi nghiêng tạo điều kiện duy trì dòng chảy bao cánh chấp nhận được ở các góc tấn lớn và do đó giữ được sự ổn định theo chiều dọc, chiều ngang và ổn định hành trình. Do đuôi ngang nằm thấp tạo ra mô-men bổ nhào rất mạnh ở các góc tấn lớn, làm giảm sự cực kỳ nguy hiểm của độ chòng chành quá đà.

(http://scilib-avia.narod.ru/Pavlenko1/images/088.gif)
Рис. 2.32. Влияние гребней на коэффициент момента рыскания:
1 — без гребней; 2 — с гребнями

Hình 2.32. Ảnh hưởng của sống lược đến hệ số mô-men lắc ngang:
1 - không có sống lược; 2 - có sống lược

Đuôi đứng và sống lược bên tại phần mũi của thân máy bay sẽ cải thiện ổn định hành trình ở các góc tấn lớn. Ảnh hưởng của các sống lược, có chiều rộng khoảng 5 cm, đến hệ số ổn định hành trình khi số M = 0,2 {87} được chỉ ra trên hình 2.32. Hiệu ứng tương tự cũng được thiết lập cả với các tốc độ transonic.

Liên lạc của cánh liệng với bánh lái hướng làm giảm độ lắc ngược lại do độ lệch của các cánh liệng, và tạo khả năng duy trì tính hiệu quả của việc kiểm soát độ nghiêng ngang.

Thử nghiệm mô hình trong ống khí động cho thấy khả năng điều khiển tốt ở góc tấn lên đến 45°, mức độ kháng xoắn ốc rất cao và khả năng đưa máy bay thoát khỏi đường bay xoắn ốc lật xuống nhờ các phương tiện thông thường.

Người ta lựa chọn cho máy bay loại cửa hút không khí bên hông không điều tiết với cắt liệu thẳng đứng lớp biên. Sự lựa chọn này xác định sự thỏa hiệp giữa các yêu cầu phục hồi áp suất ở tốc độ siêu âm đến M = 1.6 và yêu cầu về sức kháng liên quan đến sự lan tỏa của không khí ở các tốc độ trước âm cao và siêu âm thấp. Hệ thống dẫn thoát của lớp biên được sử dụng để làm giảm tác động tiêu cực của sự tương tác của sóng xung kích với lớp biên cửa hút không khí ở các tốc độ bay siêu âm lớn.
.........

(tiếp)

Các cửa hút khí dưới cánh ở trong dòng khí, góc nghiêng (угол скоса) của nó do ảnh hưởng của cánh nên nhỏ hơn đáng kể so với góc tấn của máy bay (khoảng 60%). Ở các tốc độ trước âm cũng như siêu âm, điều này sẽ tạo khả năng giảm tính không đồng đều của trường vận tốc dòng chất lưu tại lối vào các cửa hút khí.

Ở các tốc độ siêu âm, cánh cũng ức chế dòng chảy chất lưu, khi làm tăng mức độ phục hồi áp suất của hút không khí với việc tăng góc tấn của máy bay. {88} Kết quả là trong các điều kiện cơ động siêu âm xác định, lực đẩy động cơ tăng lên đáng kể (tăng đến 5% khi M = 1,6).

Khe trong các ụ cánh tại khu vực cửa hút không khí đảm bảo việc thoát đi lớp biên thân máy bay và làm giảm ảnh hưởng có hại của trường áp suất cánh, ngăn chặn sự dày lên của lớp biên.

Thử nghiệm các cửa hút khí đã xác nhận các thông số kỹ thuật tính toán ở các tốc độ trước âm và siêu âm và khả năng dung hợp tốt với các động cơ.

Do lộ tuyến tương đối ngắn của cửa hút khí nên giảm được khối lượng kết cấu và giải phóng nhiều không gian bên trong để bố trí các thùng nhiên liệu tại khu vực tâm khối lượng máy bay. Tất cả những công việc này đã được thực hiện trên kẻ tiền nhiệm của máy bay F/A-18 - máy bay YF-17.

Nếu mẫu thử YF-17 được phát triển như là một tiêm kích chuyên dụng chiếm ưu thế trên không, thì máy bay F/A-18 được dự kiến ngoài điều đó ra, còn nhằm thực hiện nhiệm vụ cách ly chiến trường và hộ tống trong các hoạt động từ boong tàu sân bay, vì thế kết cấu thiết kế của nó khác khá nhiều so với thiết kế của YF-17. Để thực hiện hạ cánh trên boong thì sát-xi và thân máy bay được gia cường, đặt móc giữ, bảo đảm cánh gấp được. Trong đó, việc trọng lượng cất cánh tăng lên đòi hỏi phải tăng diện tích cánh từ 32,5 lên 37,16 m2 để duy trì được ở mức trước đó tải trọng đảm nhiệm trên cánh. Dự trữ nhiên liệu bên trong được tăng lên do tầm bay xa lớn hơn khi thực hiện nhiệm vụ cách ly chiến trường và hộ tống. Lực đẩy động cơ được tăng từ 66,7 lên 71,22 kN để duy trì ở mức trước đó tỷ lệ lực đẩy-trọng lượng (Тяговооружённость; thrust-to-weight ratio - T/W) của máy bay.

Trên máy bay F/A-18, cũng như trên máy bay YF-17, cấu hình của hệ thống "cánh - thân" được lựa chọn phù hợp với quy tắc vi phân (khác biệt) diện tích, đảm bảo nhờ sự giao thoa khí động học hữu ích mà tăng lực nâng ở góc tấn định trước. Sự phân bố cần thiết đạt được bằng cách giảm diện tích mặt cắt ngang thân máy bay phía trên cánh và tăng diện tích mặt cắt ngang thân máy bay dưới cánh.

(http://scilib-avia.narod.ru/Pavlenko1/images/090.gif)
Рис. 2.33. Вид наплыва большой площади, установленного перед корневой частью крыла

Hình 2.33. Dạng ụ cánh diện tích lớn đặt trước gốc cánh

Các tham số cánh máy bay F/A-18 - độ giãn dài tương đối 3.5, góc cụp cánh cạnh trên 27 °, profil cận âm đối xứng có độ dày tương đối 5% (đường độ dày tối đa đi qua giữa dây cung cánh). Tuy nhiên việc áp dụng trên máy bay F/A-18 {89} cánh mũi (tà trước) và cánh tà sau (dây cung tương đối tương ứng là 18 và 28%) được tự động xoay nghiêng tùy thuộc vào góc tấn và trị số Mach, sẽ làm thay đổi độ cong biên dạng (profil) trong khi bay và đảm bảo sức cản cảm ứng nhỏ hơn nhiều và hệ số lực nâng lớn ở góc tấn cao. Điều này cho phép gia tăng đáng kể tóc độ góc khi ngoặt của máy bay. Góc lệch tối đa của cánh mũi là 35 ° (ở máy bay YF-17 là 25 °). Góc lệch tối đa của cánh tà sau là 45 °, chỉ phải sử dụng trong quá trình cất cánh và hạ cánh; khi tiến hành không chiến ở các tốc độ thấp góc lệch của cánh tà sau sẽ không vượt quá 30 °. Các cánh liệng (ailerons) có góc lệch tối đa 45 °, sẽ được treo khi góc lệch của cánh tà sau là tối đa.

Đặc điểm cơ cấu cánh là có sự hiện diện của các tấm chắn nghiêng ở phía trước các mũi cánh tà sau và cánh liệng. Các bề mặt này phục vụ việc dẫn hướng luồng không khí vào cánh tà và cánh liệng, cải thiện hiệu quả của chúng trong dải góc lệch từ 30-45 °.

Trước phần gốc cánh có đặt một ụ cánh diện tích lớn (hình 2.33). Các ụ cánh có góc cụp lớn ở cạnh phía trước, tạo ra các xoáy ảnh hưởng đến xoáy tạo ra trên cánh và làm hình thành {90} cùng với chúng tại các góc tấn lớn một hệ thống xoáy tương tự như hệ thống xoáy của cánh có độ kéo dài nhỏ. Điều này làm tăng lực nâng đẩy lùi ngưỡng rung (bafting), giảm lực cản và cải thiện sự ổn định ngang. Cường độ xoáy tạo ra bởi các ụ cánh sẽ được gia tăng cùng với sự gia tăng góc tấn; trong khi đó khu vực cánh mà các xoáy tác động vào cũng tăng lên. Ứng dụng ụ cánh dẫn đến sự gia tăng hệ số lên 60%. Ngoài ra, ụ cánh còn cải thiện sự làm việc của các cửa hút không khí của động cơ ở các góc tấn lớn.

Diện tích của các ụ cánh máy bay YF-17 là 4,25 m2. Ở máy bay F/A-18 với việc tính đến sự cần thiết đảm bảo Cy max để giảm tốc độ vào tuyến hạ cánh nên diện tích ụ cánh được tăng lên 5,55 m2, cho phép có được Cy max = 1,9, trong khi đó ở máy bay YF-17 C max = l,7. Để cải thiện hơn nữa sự ổn định và khả năng kiểm soát của máy bay F/A-18 ở các tốc độ thấp và góc tấn lớn, các ụ cánh còn kéo tiếp về phía trước và cạnh trước của chúng có hình dạng phức tạp. Phần phía trước ụ cánh sẽ làm tăng cường độ xoáy mà phần cơ bản tạo ra, và làm tăng tác động đến kết cấu cánh đuôi.

Thiết kế hệ thống cơ khí hóa của cánh và ụ cánh cần được thực hiện theo ba yêu cầu cơ bản. Thứ nhất là phi công phải nhìn thấy đường mớn nước tàu sân bay khi bay bằng với tốc độ bằng tốc độ tính toán tối thiểu tiếp cận vào tuyến (tương ứng với góc tấn 8 °), tại thời điểm cắt vào glissade ở góc nghiêng 4 °. Điểm giao cắt glissade phải ở độ cao 20 m so với mặt nước và ở khoảng cách 150 m sau đuôi tàu sân bay. Điều này đảm bảo khả năng sử dụng hệ thống hạ cánh trực quan. Yêu cầu thứ hai xuất phát từ các điều kiện đảm bảo việc tăng lực nâng cần thiết khi hạ cánh, điều mà sẽ loại trừ việc quệt đuôi máy bay vào boong tàu. Ở máy bay F/A-18 khi góc tấn 14 ° tại thời điểm tiếp xúc boong góc hở so với mặt boong của phần đuôi (угол клиренса хвостовой части) được đảm bảo là15,1 °. Yêu cầu thứ ba là đảm bảo khi bay ổn định trên glissade với góc nghiêng (угол наклона) 4 ° và cần điều khiển nằm ở vị trí cố định, khả năng tăng cao độ bay gấp (không quá 5s) để tăng chiều cao bay 15 m sẽ sử dụng không quá 50% số lực nâng có sẵn. Việc thực hiện yêu cầu này cho phép phi công thực sự điều chỉnh quỹ đạo dự kiến {91}, mà không bị lạc sang chế độ gián đoạn (срывный режим).

Độ lệch của các cánh tà sau gây ra sự gia tăng lực nâng với tâm khối lượng của máy bay, dẫn đến xuất hiện mô-men bổ nhào, và khi điều khiển thủ công các cánh tà sau trong chiến trận thì ảnh hượng có lợi của chúng đến chất lượng máy bay sẽ bị giảm do tổn thất cân bằng. Trong trường hợp điều khiển tự động cánh tà sau, cùng với sự xuất hiện mô-men bổ nhào sẽ xảy ra sự tăng góc tấn công, nghĩa là hiệu ứng ổn định sẽ xảy ra. Nếu cánh tà sau có thể làm nghiêng tại tất cả các chế độ bay trước âm, lợi thế của hiệu ứng này có thể được thực hiện bằng cách di chuyển định tâm máy bay về phía sau và đồng thời vì thế mà giảm các tổn thất cân bằng.

Độ lệch cánh mũi ít ảnh hưởng đến sự ổn định và cân bằng của máy bay vì cánh mũi nghiêng chủ yếu đảm bảo luồng không khí chảy bao ổn định xung quanh toàn bộ cánh ở các góc tấn cao và gần như không tạo ra lực nâng bổ sung cục bộ. Các ụ cánh ở các góc tấn cao cũng dẫn đến xuất hiện lực nâng cục bộ đáng kể, đặt trước tâm khối lượng máy bay, vì vậy ảnh hưởng của chúng đến sự ổn định của máy bay ngược với tác động của các cánh tà sau được điều khiển tự động; chúng tạo nên một hiệu ứng bất ổn định đáng kể, tăng lên khi tăng góc tấn. Ở trường hợp ổn định riêng của máy bay, sự hiện diện các ụ cánh đòi hỏi định tâm phía trước nhiều hơn, việc tính toán điều đó diễn ra ở các góc tấn cao. Vì những lý do trên, để cải thiện các đặc tính chiến đấu của máy bay thì ụ cánh và cánh tà sau được phát triển đồng thời với sự định tâm cần thiết của máy bay, để ưu thế của chúng được thực hiện đầy đủ.

Máy bay F/A-18 "cơ bản ổn định" về độ chòng chành dọc (тангаж; độ chúi dọc, góc giữa trục dọc phương tiện bay hay tàu thủy với mặt phẳng ngang - góc têta θ). Điều đó hàm ý rằng có tồn tại các chế độ bay, trong đó máy bay không có được sự ổn định riêng theo chiều dọc và hệ thống điều khiển từ xa bằng điện (qua dây dẫn) sẽ đảm bảo sự ổn định nhân tạo. Các chế độ bay không ổn định xảy ra ở các tốc độ trước âm cao, bởi vì trong những trường hợp này, tác dụng gây mất ổn định của các ụ cánh là lớn nhất. Khi máy hỏng hoặc hư hỏng hệ thống điều khiển bằng điện từ xa (Электродистанционная система управления) và sử dụng hệ thống dẫn cơ khí thì dải các góc tấn hoạt động sẽ bị hạn chế nhiều, đưa đến việc làm xấu đi các đặc tính hạ cánh của máy bay. {92}

Kiểm soát theo chiều ngang máy bay F/A-18 được đảm bảo bởi các cánh liệng treo, chúng chiếm 20% sải cánh và có các góc lệch lớn, cũng như bởi các cánh đuôi có độ lệch vi sai.

Năm 1981, để đạt được tốc độ góc nghiêng ngang mong muốn người ta đưa vào sự kiểm soát vi sai cánh tà sau và cánh mũi cùng với các cánh liệng và đã tăng được độ cứng kháng xoắn bằng cách tăng độ bền của phần phía sau cánh, gia cường độ bền phần sau cánh trong vùng gốc cánh để tăng tốc độ rung (флаттер; flutter) tới hạn, tăng chiều dài của cánh liệng lên 0,5 m (đến đầu mút cánh), các góc lệch vi sai của công-xơn cánh đuôi được tăng lên (hình 2.34).

(http://scilib-avia.narod.ru/Pavlenko1/images/093.gif)
Рис. 2.34. Управление элементами крыла и стабилизатора для достижения требуемой угловой скорости крена:
1 — ограничения по cy; 2 — тяга равна сопротивлению; 3 — ограничения по перегрузке ny = 8; а — крыло с наплывами; б — с автоматически отклоняемыми носками и закрылками; в — без механизации и наплывов

Hình 2.34. Điều khiển các bộ phận cánh và cánh đuôi ngang để đạt tốc độ góc nghiêng ngang yêu cầu:
1 - giới hạn về Cy; 2 - lực đẩy bằng sức cản; 3 - giới hạn về qua tải ny = 8; a - cánh có các ụ cánh; b - có các cánh mũi và cánh tà sau xoay được; c - không có hệ cơ khí hóa và ụ cánh

Trên hầu hết các máy bay, mà ở đó cánh đuôi ổn định vi sai được sử dụng như một phương tiện chính hoặc hỗ trợ để kiểm soát theo phương ngang, độ lệch vi sai của nó dẫn đến sự thay đổi tính chất dòng chảy bao đuôi đứng và xuất hiện mô-men (момент рыскания) trượt khá lớn hướng theo phía vòng ngoặt của máy bay. Trên máy bay F/A-18 các đuôi đứng dịch chuyển về phía trước so với cánh đuôi ổn định ngang, do đó độ lệch vi sai của cánh đuôi ngang cần dẫn đến sự xuất hiện của mô-men nghiêng ngang độc lập. Cánh đuôi có sải cánh {93} bằng 60% sải cánh chính, cần đảm bảo kiểm soát ngang đủ hiệu quả trong trường hợp các cánh liệng không làm việc, mà hệ thống điện điều khiển từ xa các cánh liệng đó chỉ có hai kênh dự phòng. Cánh đuôi cân bằng vi sai là phương tiện chính để kiểm soát theo phương ngang ở các tốc độ siêu âm, khi tính hiệu quả của các cánh liệng treo có dây cung lớn bị giảm đáng kể do biến dạng xoắn đàn hồi khí động (aeroelastic) của cánh.

(http://scilib-avia.narod.ru/Pavlenko1/images/094.gif)
Рис. 2.35. Картины обтекания двухкилевого вертикального оперения при скольжении самолета

Hình 2.35. Mô hình dòng chảy bao đuôi đứng hai sống khi máy bay trượt

Sự dịch chuyển sống đuôi máy bay F/A-18 về phía trước so với cánh đuôi ngang dẫn đến làm giảm cánh tay đòn lực điều khiển, dẫn đến sự cần thiết phải tăng diện tích cánh đuôi đứng. Tuy nhiên, trong trường hợp này loại bỏ được sự che bóng khí động bánh lái hướng và phần lớn bề mặt đuôi đứng ở các góc tấn lớn, cũng như cánh chính và cánh đuôi ngang. Điều này đảm bảo duy trì tính hiệu quả của bánh lái hướng, đủ để tạo ra sự ổn định hành trình nhân tạo và chống rung. Để loại trừ ảnh hưởng xấu đến đuôi đứng của lốc xoáy, hội tụ từ các ụ cánh ở các góc tấn lớn, đuôi đứng bị bẻ ra phía ngoài. Khi máy bay trượt, xoáy từ ụ cánh đi qua gần bên đuôi đứng, hướng ngược chiều với hướng trượt, gây ra ở đuôi đứng này một mặt nghiêng bên sườn của dòng khí, có ảnh hưởng ổn định đến chuyển động của máy bay (hình 2.35). Xoáy khí đi qua giữa các đuôi đứng, có tác động bằng nhau và ngược chiều đến cả hai đuôi đứng và vì vậy không ảnh hưởng đến sự ổn định của máy bay. Đuôi đứng của máy bay F/A-18 bố trí xa nhau một khoảng cách đủ lớn, cho phép tránh sự giao thoa của chúng khi bay ở tốc độ siêu âm.

Các đặc điểm thiết kế của F/A-18 đảm bảo cho nó các thông số kỹ thuật cao về ổn định và khả năng kiểm soát bên tại các góc tấn lớn đến 60°, và tiếp theo là ưu thế bổ sung trong không chiến. Ví dụ, sự gia tăng đột ngột sức cản chính diện {94} khi chuyển sang các góc tấn lớn cho phép máy bay bị tấn công ở vị trí của kẻ tấn công.

Các cửa hút không khí của động cơ nằm dưới ụ cánh để đảm bảo hoạt động hiệu quả ở những góc tấn cao. Sự sắp xếp tương tự như thế này của các cửa hút không khí gây ra sự không đồng đều của trường vận tốc và sự nhiễu loạn dòng chất lưu trong kênh của cửa hút khí do hiện tượng hút lớp biên. Trên máy bay F/A-18 lớp biên được để lọt lên trên thông qua khe giữa ụ cánh và thân máy bay. Bộ xả đứng nhô ra phía trước cửa hút khí gần 1 m, loại bỏ lớp biên của thân máy bay, hướng nó lên trên và xuống dưới ra khỏi của hút không khí. Ngay trước cửa hút khí bộ xả có bề mặt đục lỗ; thông qua các lỗ thủng mà lớp biên riêng của bộ xả được hút và lọc đi. Phần trên của mép cửa hút khí nằm cách ụ cánh một khoảng nhất định nhằm đảm bảo việc loại bỏ lớp biên của mặt dưới ụ cánh. Để ngăn chặn hiện tượng ngắt dòng chảy chất lưu vào của hút không khí ở những góc tấn cao, cạnh dưới mép uốn vào trong, tạo điều kiện xuất hiện lực hút ở các vận tốc trước âm. Bề mặt bộ xả phương thẳng đứng tạo thành một góc 5 ° hướng dòng chất lưu không bị chảy rối và đảm bảo nén sơ bộ không khí ở các tốc độ siêu âm. Tuy nhiên, tính hiệu quả của cửa hút không khí không điều tiết của máy bay F/A-18 giảm mạnh tại các trị số M > 2.
.........

(tiếp)

Tất cả các bề mặt kiểm soát, cũng như các cánh tà sau máy bay có kết cấu tổ ong với vật liệu lót bằng nhôm và lớp vỏ vật liệu tổng hợp graphite epoxy composite. Cánh mũi đuôi ngang và đuôi đứng được làm bằng titan. Vật liệu tổng hợp được dùng chế tạo các tấm vỏ cánh và đuôi đứng, nắp che các cửa kiểm tra. Tổng khối lượng vật liệu composite là 590 kg, tức là 10% trọng lượng toàn kết cấu máy bay. Tỷ lệ về khối lượng của các vật liệu khác trong kết cấu khung khí động máy bay là: hợp kim nhôm - 47,7%, hợp kim titan - 11,7%, thép - 15%, vật liệu khác - 15,6% (hình 2.36).

(http://scilib-avia.narod.ru/Pavlenko1/images/096.gif)
Рис. 2.36. Применяемые материалы в конструкции самолета F/A-18:
1 — алюминиевые сплавы; 2 — сталь; 3 — титановые сплавы; 4 — композиционные материалы; 5 — стекло и стеклопластик

Hình 2.36. Vật liệu sử dụng trong kết cấu máy bay F/A-18:
1 - các hợp kim nhôm; 2 - thép; 3 - các hợp kim titan; 4 - các vật liệu composite; 5 - thủy tinh và sợi thủy tinh dẻo

Trong cấu trúc phương tiện bay đã sử dụng vật liệu grafit-epoxy composite. Người ta cho rằng vật liệu này sẽ được sử dụng rộng rãi trong tương lai vào kết cấu các phương tiện bay.

Cánh F/A-18 có sáu xà dọc, đuôi đứng - có hai xà dọc và công-xơn cánh đuôi ngang - một xà dọc. Vỏ {95} máy bay, gồm cả một phần ụ cánh được làm bằng vật liệu composite. Ở vị trí ghép cánh vào thân máy bay, để giảm trọng lượng kết cấu đã sử dụng hợp kim titan. Trên các máy bay F/A-18 đầu tiên đã ghi nhận sự thiếu độ cứng của cánh, vỏ dầm dọc sau của cánh trên các phương tiện bay sản xuất hàng loạt đã được gia cường. Thân máy bay F/A-18 là loại bán vỏ đơn (semimonocoque; полумонокок), tại bề mặt phía trên của thân máy bay ở phần đuôi có một phanh hãm không khí, làm bằng vật liệu composite.

Tuổi thọ tính toán thiết kế của khung sườn khí động máy bay là 6.000 giờ bay với 2000 lượt cất cánh nhờ máy phóng và 2.000 lần hạ cánh sử dụng móc hãm.

Sát-xi của F/A-18 là loại ba càng có càng mũi.
Kết cấu càng sát-xi chính (hình 2.37) là một hệ thống thanh đòn phức tạp. Toàn bộ các chi tiết cơ bản của càng chính làm bằng thép cán tiêu chuẩn. Các chi tiết bị xử lý nhiệt đến 1,93-2,06 GPa, sau đó phủ nhôm bảo vệ bằng phương pháp kết tủa từ pha khí, tiếp theo chúng được phủ một lớp sơn polyurethane.

(http://scilib-avia.narod.ru/Pavlenko1/images/097.gif)
Рис. 2.37. Конструкция основной стойки шасси:
1 — привод замка бокового подкоса; 2 — гидроцилиндр выпуска и уборки шасси; 3 — корпус стойки; 4 — рычаг; 5 — складывающийся боковой подкос; 6 — замок убранного положения шасси; 7 — масляный амортизатор; 8 — механизм укорачивания и поворота стойки

Hình 2.37. Kết cấu trụ càng chính:
1 - dẫn động khóa thanh chống bên; 2 - xi-lanh thủy lực thả và hạ càng; 3 - thân trụ; 4 - tay đòn; 5 - thanh gập bên; 6 - khóa tư thế sát-xi đã thu càng; 7 - giảm xóc dầu; 8 - cơ cấu thu ngắn và xoay trụ càng

Trên trụ càng chính của máy bay người ta lắp đặt bánh hơi (пневматик) nhẹ và mới đường kính 762, rộng 292, và đường kính hạ cánh 368 mm và phanh nhẹ sử dụng vật liệu carbon composite. Kết cấu các càng chính sát-xi của máy bay F/A-18 phức tạp hơn so với máy bay YF-17, vì khi chúng thu lên sẽ cản trở tên lửa có điều khiển "Sparrow" hoặc các container chứa thiết bị điện tử trong phiên bản cường kích, được treo trên các giá treo (pylon) bên sườn dưới thân máy bay.

Trụ càng mũi sát-xi (hình 2.38) là loại công-xơn có hai bánh khí nén 559 × 169 × 254 mm và sẽ được thu về phía trước theo hướng bay. Bánh xe càng mũi sát-xi quay một góc ± 75 °, cho phép thực hiện thao tác quay xung quanh một trong những càng chính của sát-xi. Tốc độ giảm lớn khi vào tuyến hạ cánh (tối đa 7 m/s) dẫn đến việc động năng của các máy bay hải quân trên hạm lớn hơn động năng của máy bay tương đương đóng căn cứ trên sân bay mặt đất khoảng 5,2 lần. Điều này dẫn đến sự cần thiết phải lặp đúp các nút riêng của kết cấu sát-xi, tăng độ kháng nén cho trụ chống, sử dụng bánh xe đường kính lớn và các trụ càng sát-xi có độ bền lớn hơn.

Hành trình của giảm xóc càng sát-xi: càng chính - 635 mm, càng mũi - 470 mm.

(http://scilib-avia.narod.ru/Pavlenko1/images/099.gif)
Рис. 2.38. Конструкция носовой стойки шасси:
1 — гидроцилиндр выпуска и уборки шасси; 2 — направление движения; 3 — задний подкос; 4 — обтекатель; 5 — управляющий механизм; 6 — узел зацепления удерживающей штанги; 7 — двухзвенник; 8 — соединительная штанга; 9 — привод управления носовым колесом; 10 — створки ниши

Hình 2.38. Kết cấu càng sát-xi mũi:
1 - xi-lanh thủy lực thả và thu càng; 2 - hướng chuyển động; 3 - thanh chống phía sau; 4 - bầu che; 5 - cơ cấu kiểm soát; 6 - nút móc thanh giữ; 7 - khâu liên kết xoắn (torque link); 8 - thanh đòn liên kết; 9 - dẫn động điều khiển bánh càng mũi; 10 - tấm che ổ máy

Đai hãm máy bay F/A-18 (hình 2.39) được gắn vào một pylon cố định bên ngoài. Xy -lanh lực giảm xóc theo phương đứng được gắn đầu mút trên vào khung khí động của máy bay, còn đầu mút dưới - vào bản lề liên kết móc hãm. Để đảm bảo hạ cánh khi lệch hướng thì móc hãm có thể quay được kiểu bản lề trong mặt phẳng nằm ngang một góc ± 20°.

Trong thời gian thu móc hãm giảm chấn lò xo-dầu bố trí ở phần gốc sẽ giữ nó ở vị trí trung tâm. Sau khi thu khóa hãm tư thế thu được kích hoạt, còn giảm xóc cao su sẽ ngăn ngừa móc hãm đập vào khung khí động của máy bay.

Tất cả các bộ phận đai hãm ngoại trừ móc chụp cáp đều được chế tạo từ thép độ bền cao, móc chụp - từ thép cán, mà tại chỗ bắt cáp có lớp phủ chống mòn, có chứa sắt, niken và coban. Phần gốc của đai hãm và móc chụp có lớp phủ nhôm bảo vệ, sau đó chúng được phủ bằng sơn polyurethane.

(http://scilib-avia.narod.ru/Pavlenko1/images/100.gif)
Рис. 2.39. Тормозной крюк самолета F/A-18
1 — переключатель положения тормозного крюка; 2 — крепление к планеру; 3 — гидроамортизатор; 4 — амортизатор; 5 — замок убранного положения; 6 — захват; 7 — штанга; 8 — боковой амортизатор; 9 — шарнирное соединение; 10 — пилон

Hình 2.39. Cơ cấu móc hãm hạ cánh của máy bay F/A-18
1 - cơ cấu chuyển vị trí móc hãm; 2 - khâu gắn vào khung khí động máy bay, 3 - giảm xóc thủy lực; 4 - giảm xóc; 5 - khóa chốt tư thế thu càng; 6 - móc chụp cáp hãm trên TSB; 7 - thanh đòn; 8 - giảm xóc bên; 9 - liên kết bản lề; 10 - pylon {100}

Hệ thống thủy lực máy bay F/A-18 bao gồm hai hệ thống độc lập với áp lực công tác 21.000 kPa, từ đó dẫn động làm việc các tấm bánh lái càng, phanh hãm và các hệ thống khác. Nó được tạo ra nhằm đảm bảo khả năng sinh tồn trong chiến đấu và sẵn sàng chiến đấu tối đa. Để làm điều đó đã sử dụng việc mô hình hóa trên máy tính điện tử, cho phép tối ưu hóa sự làm việc của hệ thống thủy lực và xác nhận sự vắng mặt của các dao động cộng hưởng phá hoại và mức độ cho phép của biến động áp lực trong hệ thống.

Nhiều đầu mối hệ thống thủy lực máy bay F/A-18 là các phiên bản sửa đổi của các đầu mối của F-15: máy bơm, cảm biến mức chất lỏng trong thùng, van hình chuông ba vị trí chuyển đổi. Ứng dụng các hợp kim titan cho phép giảm trọng lượng các đường ống dẫn so với ống thép là 30 kg; các xy-lanh và các thành phần chịu tải của cơ cấu truyền lực dẫn động các tấm khí động học điều khiển chế tạo bằng thép.

Trong hệ thống thủy lực của máy bay F/A-18, chất lỏng làm việc được sử dụng sẽ đảm bảo sự làm việc của hệ thống trong dải nhiệt độ từ -40 đến +135° C.

Mỗi hệ thống thủy lực ngay sau máy bơm và khối các bộ lọc nhờ sự trợ giúp của các van nằm trong các bộ cảm biến mực chất lỏng công tác trong thùng chứa được phân nhánh thành hai hệ thống con. Sơ đồ này cùng với tập hợp các van-chuyển mạch đảm bảo cho sơ đồ bốn kênh dự phòng đối với các cơ cấu điều khiển quan trọng nhất. Các van-chuyển mạch hình thành, bổ sung cho hai hệ thống hiện có, cái gọi là mạch thủy lực thứ ba, đảm bảo dự phòng bổ sung cho sự làm việc của các cơ cấu dẫn động cánh đuôi ngang và nguồn cung cấp năng lượng dự phòng cho các mô-tơ khác và cơ cấu dẫn động các tấm khí động điều khiển hiện đang chỉ có một nguồn nuôi.

Các van-chuyển mạch có sáu lỗ cho dòng chất lỏng và thanh trượt ba vị trí. Ở áp suất bình thường trong hệ thống, thanh trượt bị chất lỏng ép vào vị trí đảm bảo dòng chất lỏng đến và đi bình thường từ cơ cấu chấp hành. Khi áp lực giảm thanh trượt dưới tác động của lò xo sẽ dịch chuyển và khóa lỗ thông của dòng đến bình thường, đồng thời hình thành đường trục khép kín trong chu trình đằng sau van-chuyển mạch, và ngăn việc truyền chất lỏng từ nguồn nuôi dự phòng.

Ở vị trí này của thanh trượt, áp suất chất lỏng trong chu trình sau van-chuyển mạch sẽ tăng lên {101} nhờ một lò xo (Пружинный аккумулятор) nhỏ. Trong trường hợp áp lực trong mạch vòng này tiếp tục giảm thì thanh trượt sẽ vẫn ở vị trí kể trên, điều đó ngăn ngừa việc đóng mạch chu trình lặp. Tuy nhiên, nếu áp suất giảm là do sự sinh bọt của chất lỏng trong chu trình, thanh trượt sẽ di chuyển đến vị trí đóng mạch cho chu trình lặp.

Việc kiểm soát trong trường hợp khẩn cấp phanh không khí và sát-xi được thực hiện nhờ một ắc-quy đặc biệt dung lượng 0.008 m3, hoạt động của nó lặp lại ắc-quy khởi động của thiết bị động lực hỗ trợ. Thiết bị sau cũng sẽ đảm bảo kiểm soát trong trường hợp khẩn cấp bánh xe càng mũi và hệ thống tiếp nhiên liệu trong khi bay.

Kết cấu thiết kế của hệ thống thủy lực đảm bảo phong tỏa sự cố (rò rỉ chất lỏng) ở một trong các chu trình. Tất cả các thanh cần piston đều có niêm phong áp (гермоуплотнение; pressure sealing) kép.

Việc điều khiển cánh tà sau vẫn được duy trì ngay cả khi hư hỏng hai kênh điện và một nguồn nuôi hệ thống thuỷ lực. Các thiết bị truyền động lực còn lại vẫn giữ được khả năng hoạt động khi hư hỏng một kênh điện điều khiển và một nguồn nuôi hệ thống thủy lực không làm việc. Khi hệ thống thủy lực và hệ thống điện không làm việc thì tất cả các servo cơ cấu dẫn động làm việc như bộ giảm chấn với sức kháng lớn. Trong trường hợp này, tất cả các tấm khí động sẽ được thiết lập về vị trí ban đầu.

Trong hệ thống có cài đặt các cảm biến mức chất lỏng công tác trong thùng chứa, các cảm biến này làm tăng đáng kể độ tin cậy và khả năng sống sót của hệ thống thủy lực, tạo thuận lợi cho việc bảo trì kỹ thuật. Ngoài ra, chúng làm giảm ảnh hưởng thiệt hại trong không chiến, nguy cơ cháy và không cho phép các máy bơm làm việc khi không tải. Việc lắp đặt trên máy bay F/A-18 các thùng chứa chất lỏng có định hướng khác nhằm đảm bảo áp suất thủy tĩnh ở đầu vào bơm và ngăn chặn sự hình thành các túi khí trong đường trục, điều có thể xuất hiện do khai thác không đúng hoặc do trục trặc của hệ thống.

Một trong những đặc điểm của phương tiện bay là thiết bị năng lượng phụ trợ (APU; ВСУ - вспомогательная силовая установка), được cài đặt trên máy bay để khai thác tại khu vực tiền tác chiến. Với sự trợ giúp của APU có thể khởi động động cơ và kiểm tra hoạt động của bất kỳ hệ thống nào trên máy bay mà không phải sử dụng thiết bị phụ trợ mặt đất.

Lưu lượng truyền của mỗi máy bơm ở tốc độ quay rotor 4600 vòng/phút là 3,5 dm3/s. Lượng áp suất dư quá đà {102} khi ngừng tiêu thụ đột ngột không vượt quá 25 300 kPa (giá trị áp suất này được dùng thiết lập chế độ làm việc của van bảo vệ của hệ thống thủy lực). Trong quá trình chuyển đổi từ tiêu thụ bằng không tới áp lực toàn bộ, trong hệ thống áp suất không giảm xuống dưới 15.800 kPa, trong trường hợp này việc khôi phục năng suất của các bơm tới mức 90 % xảy ra trong khoảng 0,05 giây. Việc bố trí tách rời động cơ và máy bơm đã ngừa trước sự bảo trì độc lập của chúng. Để máy bơm được thay thế nhanh chóng thì các đường ống gắn vào hệ thống bằng cách sử dụng các đai chứ V và các hợp chất tự hàn kín nhanh chóng. Điều này cho phép tránh phải tháo dỡ đường ống khi bảo trì các máy bơm thủy lực hoặc thùng chứa chất lỏng. Trên máy bay F/A-18 người ta dự kiến khả năng nguồn nuôi bộ turbostarter trên không là từ APU, hoặc bằng không khí chọn từ một trong các động cơ, điều đó cho phép nâng cao độ tin cậy của nguồn nuôi hệ thống thủy lực khi một động cơ làm việc.

Mức dự phòng cao của các hệ thống trên máy bay đảm bảo khả năng hạ cánh khi hỏng một động cơ, một bơm thủy lực, hệ thống điện chính hoặc mạng cơ khí kiểm soát cánh đuôi ngang, cũng như khi hai trong số bốn mạch thủy lực không làm việc. Việc đặt hộp số và các máy bơm xa các khu vực nóng của khoang động cơ làm giảm đáng kể nguy cơ hỏa hoạn, việc phân tán các cụm máy thuộc hệ thống thủy lực theo hướng mặt cắt ngang và bố trí giữa chúng APU và các thành tố kết cấu cảu máy bay làm giảm xác suất hư hỏng đồng thời cả hai hệ thống thủy lực khi máy bay bị thương.
..........

(tiếp)

Thiết bị phát lực gồm hai động cơ tuabin phản lực F 404 (hình 2.40), được thiết kế đặc biệt cho máy bay F/A-18. Hãng chế tạo đặt ra mục tiêu đơn giản hóa việc cấu trúc động cơ, tăng độ tin cậy, dễ bảo trì, đảm bảo chi phí mua sắm và vận hành thấp. Để đạt được những mục tiêu này, họ thậm chí đã quyết định tăng nhẹ mức tiêu thụ nhiên liệu riêng (Удельный расход топлива; Brake specific fuel consumption (BSFC)) và tỷ lệ lực đẩy động cơ trên khối lượng của nó. Việc đạt được các chỉ số khai thác vận hành cao được đẩy lên vị trí thứ nhất.

Sự cần thiết phải tăng lên khoảng 4,4 kN lực đẩy tạo cơ sở cho việc tăng tiêu thụ không khí của động cơ F 404 so với động cơ turbofan có đốt sau YJ 101 lên 10%. Bậc hai chu trình (Степень двухконтурности; The bypass ratio (BPR)) được tăng lên 0,34 nhằm giảm tiêu hao nhiên liệu. Đường kính quạt được tăng lên 0,23 m, đường kính tua bin áp suất thấp - tăng 0,10 m; diện tích mặt cắt ngang và chiều dài miệng xả cũng được tăng lên. Để giảm trọng lượng động cơ thì trong kết cấu của nó người ta quyết định tiếp tục sử dụng tuabin cao áp một bậc. Các thành kênh chu trình ngoài của động cơ được làm bằng hợp kim titan có gia công hóa học.

(http://scilib-avia.narod.ru/Pavlenko1/images/104.gif)
Рис. 2.40. Двухконтурный турбореактивный двигатель с форсажем F 404:
1 — 3-ступенчатый вентилятор; 2 — 7-ступенчатый компрессор высокого давления; 3 — камера сгорания; 4 — 2-ступенчатая газовая турбина; 5 — форсажная камера; 6 — регулируемое выходное устройство

Hình 2.40. Động cơ phản lực hai luồng khí có đốt sau F 404:
1 - quạt 3 bậc; 2 - máy nén áp lực cao 7 bậc; 3 - buồng đốt; 4 - tua bin khí 2 bậc; 5 - buồng đốt sau (tăng lực); 6 - thiết bị đầu ra điều chỉnh được

Trong số các đặc điểm cấu trúc động cơ F 404 có việc bố trí hộp số các cụm máy phụ trợ trong thân máy bay. APU được cài đặt trên máy bay đảm bảo khởi động động cơ một cách độc lập và cho phép tiến hành đầy đủ các test kiểm tra trên mặt đất tất cả các hệ thống mà không nối với nguồn cấp điện bên ngoài. Lực đẩy động cơ tăng lực - 71,2 kN, bậc tăng áp lực - 25, bậc hai chu trình - 0.34, tiêu hao không khí - 63,5 kg/s, trọng lượng - 960 kg, chiều dài - 4030 mm, đường kính - 890 mm.

Động cơ F 404 so với động cơ J 79 gắn trên máy bay "Con ma" có trọng lượng thấp hơn khoảng 50%, chiều dài ngắn hơn 25%, đường kính nhỏ hơn 11%, tiêu thụ không khí lớn hơn 14% và số lượng các chi tiết ít hơn 33% (14.300 thay vì 22.000).

Quá trình bay thử nghiệm cho thấy khả năng tăng tốc lớn của động cơ phản lực F 404 (để chuyển từ chế độ cửa dầu nhỏ sang tăng lực tối đa chỉ mất 3,3 s).

Vào đầu giai đoạn sản xuất hàng loạt, quy mô các chuyến bay thử nghiệm động cơ đã vượt quá 1000 giờ, còn tổng khối lượng thử nghiệm tinh - 10 800 giờ {104}

Thử nghiệm động cơ trên cao cho thấy có độ lệch nhẹ so với các chỉ số tính toán về mức tiêu thụ nhiên liệu riêng ở độ cao 10 670 m khi tốc độ bay tương ứng với trị số M = 2, và ở mặt đất khi tốc độ tương ứng với trị số M = 1,1. Các chế độ bay này là các chế độ giới hạn biên mà để đạt đến nó cần phải bật buồng đốt tăng lực. Cũng ghi nhận được sự cải thiện tiêu hao nhiên liệu riêng khi động cơ làm việc ở chế độ trung bình mà không sử dụng buồng đốt sau tại mặt đất với tốc độ tương ứng trị số M = 0,2, và ở trên độ cao 10.000 m với tốc độ tương ứng trị số M = 1. Tuy nhiên, động cơ có đủ lực đẩy dư thừa trong khu vực giữa các chế độ bay.

Trang bị vũ khí . Trên máy bay F/A-18 có lắp pháo "Volcano" cỡ 20 mm. Pháo này có thể bắn với tốc độ 6.000 và 4.000 phát bắn mỗi phút. Cơ số đạn " Volcano " là 570 viên.

Vì pháo của máy bay F/A-18 gắn ở phần trước thân máy bay trước cabin, nó có khả năng làm lóa mắt phi công khi xạ kích ban đêm. Tuy nhiên, việc lắp súng như vậy cho phép tránh hút khí thuốc súng vào cửa hút không khí và làm ngạt động cơ.

Để treo vũ khí trên máy bay F/A-18 có 11 nút bên ngoài; mỗi một ở đầu mút cánh, ba ở dưới mỗi cánh và ba ở dưới bụng (hình 2.41), {105} trên các giá treo đó có thể bố trí số vũ khí có tổng trọng lượng 7.710 kg.

(http://scilib-avia.narod.ru/Pavlenko1/images/106.gif)
Рис. 2.41. Узлы подвески и состав вооружения самолета F/A-18:
1 — УР «Сайдвиидер»; 2 — УР «Спарроу»; 3 — топливный бак или оружие «воздух — поверхность»; 4 — УР «Спарроу» или контейнер с электронным оборудованием; 5 — топливный бак или оружие «воздух — поверхность»; 6 — УР «Спарроу» или контейнер с ИК системой переднего обзора

Hình 2.41. Các nút treo và thành phần trang bị vũ khí của máy bay F/A-18:
1 - tên lửa có điều khiển "Sidewinder"; 2 -tên lửa có điều khiển "Sparrow"; 3 - thùng nhiên liệu hoặc vũ khí "không- đối-diện"; 4 - tên lửa có điều khiển "Sparrow" hoặc container chứa thiết bị điện tử; 5 -thùng nhiên liệu hoặc vũ khí "không-đối-diện"; 6 - tên lửa có điều khiển "Sparrow" hoặc container chứa hệ thống hồng ngoại quan sát phía trước

Trên F/A-18 có thể lắp đặt đồng thời tám tên lửa có điều khiển loại "không-đối-diện": hai "Sidewinder" trên các đầu mút cánh, hai tên lửa có điều khiển "Sparrow" trên các giá treo dưới các cửa hút khí, trên các giá treo dưới cánh có thể gắn một tên lửa có điều khiển "Sparrow" hay hai "Sidewinder".

Trên máy bay F/A-18 có thể mang được 10 bom Mk 82, các tên lửa "không-đối-diện" "Maverick" với hệ thống dẫn đường laser và "Harm".

Khi thực hiện các hoạt động tấn công ở cách xa nơi đóng căn cứ, dưới bụng và trên hai pylon dưới cánh phía trong có thể gắn các thùng dầu phụ còn vũ khí - trên hai giá treo dưới cánh phía ngoài. Nó có thể gồm bốn quả bom trọng lượng 456 kg. Trong cấu hình này, tốc độ bay và bán kính hoạt động của máy bay F/A-18 lớn hơn của cường kích hạm A-7E.

Máy bay F/A-18 có hệ thống điều khiển hỏa lực mới nhất, trong chế độ "không-đối-diện" sẽ thực hiện tính toán liên tục điểm thả bom và có được các khả năng như hệ thống máy ngắm ném bom có bám sát theo vận tốc góc của đường ngắm mục tiêu ARBS. Hệ thống điều khiển hỏa lực của máy bay F/A-18 đảm bảo khi tiêu diệt các mục tiêu mặt đất bằng bom thì độ chính xác điểm rơi bom đạt 0,005-0,007, điều đó tốt hơn nhiều so với F-4 (0.030). {106} Hệ thống này cũng được sử dụng khi phóng tên lửa có điều khiển "không-đối-diện", "không-đối-không" và bắn pháo.

Hệ thống điện tử hàng không. Trên máy bay F/A-18 lắp hệ thống điều khiển hỏa lực có radar xung Doppler - Hughes AN/APG-65. Radar AN/APG-65 có kích thước giảm 20%, còn khả năng của nó được mở rộng so với radar trên máy bay F-15. Đường kính của mảng ăng-ten phẳng của radar AN/APG-65 lớn hơn só với F-4 và F-16, và là 710 mm. Thể tích không có anten của radar - 0124 m3, trọng lượng - 153 kg. Radar AN/APG-65 bao gồm 14.000 chi tiết, ít hơn nhiều so với số lượng chi tiết trong radar AWG-9 của F-14 "Tomcat" bao gồm đến 27 000 chi tiết.

Radar AN/APG-65 hoạt động trong dải tần số 8-12,5 GHz. Radar sử dụng các xung lặp lại tần số cao, trung bình và thấp (ЧПИ - частоты повторения импульсов; PRF - Pulse repetition frequency), bao trùm dải tần từ 1 đến 100 kHz. PRF cao cho phép tăng tầm hoạt động của radar và đảm bảo phát hiện các mục tiêu tốc độ cao di chuyển trên hướng đối đầu. Tuy nhiên chế độ này không hiệu quả trong phát hiện các mục tiêu di chuyển tương đối chậm, không đảm bảo độ chính xác mong muốn khi đo lường cự ly của mục tiêu. Để đo khoảng cách đến mục tiêu thì radar AN/APG-65 sử dụng PRF thấp. PRF tầm trung đảm bảo tầm phát hiện cỡ trung và theo dõi được chính xác các mục tiêu nhỏ nhưng di chuyển tốc độ cao.

Radar có thể hoạt động trong các chế độ "không-đối-không" và "không-đối-diện", cự ly tối đa phát hiện máy bay có kích thước cỡ trung bình là 148 km.
Khi hoạt động trong chế độ "không-đối-không" radar máy bay F/A-18 có thể thực hiện:
- tìm mục tiêu về mặt tốc độ (trong chế độ này sử dụng PRF cao, phi công được cung cấp thông tin về góc phương vị và tốc độ bay của mục tiêu ) ;
- Tìm mục tiêu với nhiệm vụ xác định cự ly (sử dụng PRF cao và trung bình để phát hiện mục tiêu ở cự ly lớn không phụ thuộc góc tỷ lệ mục tiêu (ракурс цели - target aspect ratio, target aspect angle), tốc độ và hướng di chuyển của nó) ;
- tự động bám sát nhiều mục tiêu khi tìm kiếm ở cự ly đến 75 km ( sử dụng PRF trung bình); khi bám sát đồng thời 10 mục tiêu trên hiện sóng có thể đồng thời hiện thị dấu của chỉ tám mục tiêu. Phi công được cung cấp thông tin về độ cao, tốc độ và góc tỷ lệ mục tiêu có tính ưu tiên cao nhất; {107}
- bám sát một mục tiêu duy nhất (dấu mục tiêu trên màn hình chuẩn trực về khả năng chuyển sang chế độ này sẽ xuất hiện khi radar làm việc trong chế độ tìm kiếm có xác định cự ly mục tiêu, khi khoảng cách đến mục tiêu nhỏ hơn 150 km). Để theo dõi mục tiêu đơn lẻ cơ động cao sẽ sử dụng bám sát góc hai kênh xung đơn (угловое моноимпульсное двухканальное сопровождение цели). Đồng thời để đánh giá vị trí của mục tiêu khi thực hiện vòng ngoặt 180° sẽ sử dụng máy tính trên máy bay. Trên màn hình chuẩn trực sẽ đưa ra các tín hiệu điều khiển để tấn công và các dữ liệu cần thiết để phóng tên lửa, còn trên màn hiển thị đa chức năng trong buồng lái của phi công - thông tin về tốc độ, độ cao và vị trí không gian của mục tiêu.

(http://scilib-avia.narod.ru/Pavlenko1/images/108.gif)
Рис. 2.42. Автоматические режимы работы РЛС самолета F/A-18:
а — вертикальное сканирование; б — сканирование в вертикальной и горизонтальной плоскостях; в — захват по линии визирования, сканирование в секторе 3,5° по азимуту и возвышению

Hình 2.42. Các chế độ làm việc tự động của radar máy bay F/A-18:
a - quét đứng; b - quét trong mặt phẳng thẳng đứng và nằm ngang; c - khóa theo đường ngắm, quét trong cung 3,5 ° theo góc phương vị và độ ngẩng

PRF cao đảm bảo cho việc sử dụng tên lửa có điều khiển "không-đối-không" có hệ thống dẫn đường bán chủ động "Sparrow", ở cự ly ngắn để diệt mục tiêu trên không có thể sử dụng tên lửa có điều khiển với hệ thống dẫn đường hồng ngoại "Sidewinder";
- tách các mục tiêu đường không trong nhóm ở cự ly đến 55 km khi khoảng cách giữa các mục tiêu không nhỏ hơn 150 m (sử dụng chế độ chùm tia Doppler hẹp (доплеровское заострение луча; sharpening), đảm bảo độ phân giải cao).

Khi tiến hành không chiến có thể áp dụng các chế độ tự động sau của radar để bắt mục tiêu ở cự ly 9-150 km (hình 2.42):
- Quét đứng (một lượt quét trong 2 giây tại dải từ +60 đến -14° theo độ ngẩng và trong khoảng 5,3° theo phương vị; chế độ được sử dụng khi máy bay thực hiện ngoặt gấp);
- khóa (mục tiêu) trong trường nhìn màn hình chuẩn trực 20 × 20 ° (một lượt quét 2 giây trong dải từ +14 đến -6 ° theo độ ngẩng và trong khoảng 10 ° theo góc phương vị);
- khóa (mục tiêu) theo đường ngắm ( khi quét trong cung 3,5 ° theo góc phương vị và độ ngẩng);
- ngắm mục tiêu để xạ kích pháo (được sử dụng ở cự ly đến 9 km); trên màn hình chuẩn trực sẽ hiển thị thông tin về cự ly và tốc độ mục tiêu và bật sáng vạch ngắm. Sau khi khóa vào mục tiêu trên màn hình hiển thị sẽ xuất hiện dấu tương ứng. Phi công có thể tự mình lựa chọn chế độ khóa mục tiêu tự động mà mình mong muốn.

Khi hoạt động trong chế độ "không-đối-diện" radar có thể thực hiện:
- lập bản đồ khu vực (sử dụng PRF thấp). Chế độ đảm bảo bản đồ hóa "thô" lãnh thổ nằm ngay trên hướng di chuyển;
- lập bản đồ khu vực trong các chế độ chùm Doppler hẹp (khi lập bản đồ một khu đất nhỏ có thể đạt được zoom 67 : 1, còn khi lập bản đồ một khu vực lớn - 19 : 1);
- đi theo nếp gấp địa hình và vòng tránh chướng ngại vật; phi công được cung cấp hai loại dữ liệu về hồ sơ địa hình: hiện tại (theo hướng của véc tơ vận tốc máy bay) và tính toán (theo hướng);
- phát hiện các mục tiêu mặt nước;
- phát hiện và theo dõi các mục tiêu mặt đất chuyển động và cố định (sử dụng bám sát góc xung đơn).
.......

(tiếp)

Thời gian làm việc trung bình giữa các lần sự cố (Средняя наработка на отказ; Mean time between failures) của radar AN/APG-65 là 106 giờ, cao hơn đáng kể chỉ số tương tự đối với radar AWG-9 của F-14 "Tomcat". Thiết kế mô-đun của radar AN/APG-65 cho phép thay thế khối bị lỗi trong vòng 15 phút.

Khi thực hiện các hoạt động tấn công xuống các mục tiêu mặt đất trên các giá treo dưới cửa hút không khí máy bay F/A-18 có gắn các thùng chứa hệ thống hồng ngoại FLIR AN/AAS-38 và container chứa hệ thống laser chỉ thị mục tiêu và camera toàn cảnh AN/ASQ-173.

Cho đến gần đây, sự gia tăng độ phức tạp về kỹ thuật của các máy bay chiến đấu với các số liệu bay cao, thường đi kèm với sự gia tăng chi phí lao động để bảo trì và giảm mức độ sẵn sàng hoạt động.

Trước kia trong số những đặc tính {109} cần phải chứng minh bằng thử nghiệm bay của máy bay quân sự, người ta chỉ đưa vào các đặc tính khối lượng và đặc tính bay. Đối với các đặc tính về độ tin cậy và chi phí lao động bảo trì thường chỉ quy định mức định hướng mà chẳng mấy khi đạt được. Việc cải thiện các chỉ số bảo trì kỹ thuật được thực hiện trong quá trình khai thác máy bay.

Khi phát triển máy bay F/A-18 người ta sử dụng cách tiếp cận mới: độ tin cậy và chi phí lao động bảo dưỡng tương đương với các đặc tính khác, để đảm bảo chi phí thấp nhất của vòng đời khai thác máy bay trong thời bình, cũng như đảm bảo hiệu quả cao của nó trong hoạt động chiến đấu. Các phân tích cho thấy hiệu quả cao hơn đáng kể của các đơn vị hàng không đặt căn cứ trên tàu sân bay và trang bị máy bay F/A-18, so với các đơn vị hàng không trang bị các máy bay có trong biên chế phục vụ tại thời điểm này, hiệu quả đó có 50% cơ sở nằm ở các đặc tính chiến đấu tốt hơn của máy bay F/A-18 và 50% nằm ở độ tin cậy lớn hơn, tính dễ bảo trì và khả năng sống sót cao hơn.

(http://scilib-avia.narod.ru/Pavlenko1/images/111.gif)
Рис. 2.43. Трудозатраты на техническое обслуживание самолетов А-7Е и F-4J

Hình 2.43. Hao phí lao động bảo dưỡng kỹ thuật các máy bay А-7Е và F-4J

Máy bay F/A-18 sử dụng hệ thống điện điều khiển từ xa có dự phòng bậc ba và dẫn động cơ khí bổ sung với cánh đuôi ngang, đảm bảo thu hồi máy bay về căn cứ ngay cả khi hệ thống điều khiển điện từ xa của nó hoàn toàn không làm việc. Việc nâng cao độ tin cậy tạo khả năng sử dụng các hệ thống cơ khí hóa của cánh đơn giản hơn hệ thống áp dụng trên số máy bay hiện có, cũng như việc sử dụng các cửa hút không khí không điều tiết. Yêu cầu cao về độ tin cậy được đặt ra cả với các thiết bị đa năng trên máy bay. Thời gian được bảo hành giữa các lần máy bay ngừng bay về tổng thể là 3,7 giờ.

Khả năng sống sót cao của máy bay F/A-18 được đảm bảo bởi cách bố trí hai động cơ, sự sẵn có các hệ thống điều khiển dự phòng và các thiết bị an toàn đặc biệt dành cho hệ thống nhiên liệu.

Để đơn giản hóa sản xuất, cung cấp phụ tùng và bảo trì kỹ thuật máy bay người ta thiết kế dự kiến tính thay thế lẫn cho nhau nhiều cặp thành phần cấu tạo và hệ thống. Có thể hoán đổi lẫn nhau là các động cơ trái và phải (hộp truyền động được bố trí trong khoang động cơ của khung khí động máy bay), các giá treo dưới cánh, các tấm công-xơn cánh đuôi. Các hệ thống điện tử, thiết bị hàng không trên máy bay và thiết bị động lực đều được đảm bảo dễ dàng có được. {110}

Hao phí lao động để bảo trì kỹ thuật trong quá trình khai thác máy bay cần tất cả 11 giờ công - mỗi giờ bay (giờ công. giờ bay. giờ), khi đậu máy bay hàng loạt là 18 giờ công, giờ bay. giờ. Trong thời gian bay thử nghiệm, con số này thấp hơn một chút (8 giờ công. giờ bay. giờ), việc bảo dưỡng máy bay được thực hiện bởi các chuyên gia của công ty "McDonnell Douglas". Hiện nay hao phí lao động để bảo trì kỹ thuật máy bay A-7E, F-4 và F-4J tương ứng là 28 và 49 giờ công. giờ bay. giờ (hình 2.43).

Trong số các đặc tính khác còn có thời gian chuẩn bị cho bay lại bằng 15 phút (khi bảo dưỡng máy bay có đồng thời không quá ba kỹ thuật viên), thời gian trung bình của một lần sửa chữa là 1 giờ 46 phút, thời gian sửa chữa 5 phút cho 95% các trường hợp hỏng hóc và 10 phút cho 5% hỏng hóc, thời gian thay thế động cơ bởi bốn kỹ thuật viên là 21 phút, thời gian thay thế radar bởi hai kỹ thuật viên là 20 phút.

Việc thử nghiệm thiết bị của máy bay F/A-18 tiến hành trong các điều kiện phù hợp với quá trình khai thác (bao gồm cả độ rung động, nhiệt độ, độ ẩm, v.v) và tùy thuộc vào loại thiết bị và vị trí của nó trên máy bay. Đã xác định được, ví dụ, vòng đời tính toán thiết kế của khung khí động máy bay là 6000 giờ (2000 lần cất cánh sử dụng máy phóng và 2000 lần hạ cánh sử dụng móc hãm), một số hệ thống của máy bay phải có nguồn tài nguyên 9800 giờ {111} khi tính đến thời gian động cơ phải làm việc trên mặt đất, bảo dưỡng kỹ thuật và kiểm tra.

Máy bay ném bom hải quân (cường kích hạm) hai chỗ ngồi hoạt động trong mọi thời tiết A- 6E "Intruder" với trọng lượng cất cánh tối đa khi cất cánh khỏi tàu sân bay bằng máy phóng là 26.580 kg có tầm bay 1.630 km với tải trọng chiến đấu tối đa. Trọng lượng cất cánh tối đa khi cất cánh từ sân bay trên mặt đất là 27.400 kg, trọng lượng hạ cánh tối đa khi hạ cánh trên tàu sân bay - 16.330 kg, tốc độ hạ cánh - 205 km/h, tải trọng tối đa trên các giá treo bên ngoài - 8165 kg, tốc độ tối đa không có các giá treo ngoài - 1.360 km/h, tốc độ tối đa ở đất liền - 1040 km/h, tốc độ bay hành trình 765 km/h, trần bay - 13.600 m, diện tích cánh - 49,1 m2.

(http://upload.wikimedia.org/wikipedia/commons/thumb/b/b3/A-6E_Intruder_preps_for_launch_aboard_CVN-65.jpg/767px-A-6E_Intruder_preps_for_launch_aboard_CVN-65.jpg)
Chuẩn bị phóng A-6E trên USS ENTERPRISE (CVN 65) trong một cuộc tập trận chung Mỹ, Canada, Anh năm 1996.

Máy bay A-6E (hình 2.44) là loại cánh giữa thân (среднеплан) kết cấu một đuôi đứng. Thân máy bay - loại semi-monocoque dài 16,69 m. Cánh hình thang có sải cánh 16,15 m, phần gấp cuối cánh 7.72 m. Góc cụp cánh 25 °, diện tích cánh - 49 m2, góc cụp cung 1/4 - 25 °. Cơ khí cánh gồm các cánh tà trước có thể xoay được diện tích 4,63 m2 trên toàn bộ sải cánh và cánh tà sau diện tích 9,66 m2 trên toàn bộ sải cánh và các interceptor, bố trí trước các cánh tà sau có diện tích 3,81 m2. Ở cạnh sau trên các đầu mút cánh có đặt các phanh không khí tách rời (hãm khí động; воздушный тормоз самолета, Аэродинамический тормоз; Air Brake) có thể tháo rời. Bề mặt phía trên của công-xơn cánh {112} có bố trí các gờ khí động nhỏ. Cánh đuôi bao gồm cánh cân bằng ngang có thể xoay và cánh đuôi đứng có tấm khí động bánh lái hướng.

Sát-xi - ba càng. Các trụ càng chính (một bánh) được thu vào hốc phía trước, nằm trong bầu che cửa hút khí, trụ càng trước có hai bánh - thu về sau. Trên trụ càng trước có thanh đòn liên kết máy bay vào con thoi máy phóng. Trong thân đuôi máy bay có lắp đặt móc thả và thu giữ để hãm máy bay khi hạ cánh bằng cáp của thiết bị hãm đà trên TSB.

Máy bay có hai hệ thống thủy lực, được sử dụng để dẫn động điều khiển cánh tà trước và cánh tà sau, phanh không khí tách rời đặt trên các đầu mút cánh, phanh hãm bánh càng máy bay, đèn cabin lái. Ngoài ra, còn bổ sung một máy bơm thủy lực dẫn động điện để kiểm soát cánh đuôi cân bằng ngang và bánh lái hướng trong một khu vực hạn chế các chế độ bay.

(http://scilib-avia.narod.ru/Pavlenko1/images/112.gif)
Рис. 2.44. Палубный бомбардировщик (штурмовик) А-6Е «Интрудер»

Hình 2.44. Máy bay ném bom (cường kích hạm) A6E "Intruder"

Trong thành phần hệ thống điện có hai bộ máy phát-khởi động công suất mỗi bộ 30 kW. Chúng đảm bảo khởi động các động cơ và cung cấp điện cho các thiết bị điện tử hàng không trên máy bay. Để cung cấp trong trường hợp khẩn cấp cho hệ thống thiết bị trên máy bay người ta sử dụng một tuốc bin không khí làm việc bằng dòng khí động và bố trí trên phần gốc công-xơn cánh trái.

Máy bay lắp hai động cơ tuabin phản lực không đốt sau J52-P-8B với lực đẩy tối đa của mỗi động cơ là 41,2 kN. Tiêu hao nhiên liệu riêng là 0.087 kg/(N • h). Động cơ có đường kính 796 mm, chiều dài - 3018 mm, trọng lượng - 960 kg. Động cơ có cửa hút không khí bên sườn đặt tại phần gốc cánh, ép sát thân máy bay dưới bề mặt cánh. Ban đầu, máy bay sử dụng ống xả quay ở góc 23 °, sau đó trên các máy bay sản xuất hàng loạt thì miệng xả cố định ở góc 7 °.

Trước kính chắn gió cabin có bố trí thanh đòn di động để tiếp nhiên liệu trong khi bay.

Trong thành phần các thiết bị trên máy bay A-6E có: đài radar đa chế độ phát hiện và bám sát các mục tiêu chuyển động và cố định trong điều kiện thời tiết xấu, đảm bảo theo dõi phù hợp với nếp gấp địa hình, lập bản đồ địa hình; máy tính điện tử số; hệ thống dẫn đường quán tính; hệ thống tự động hạ cánh trên sàn đáp tàu sân bay; các cảm biến của hệ thống TRAM ("Target Recognition and Attack Multi-Sensor"); hệ thống hồng ngoại quan sát phía trước, chỉ thị mục tiêu bằng laser {113} và máy đo xa, máy thu laser, được đặt trên tháp pháo ở phần dưới phía trước thân máy bay; thiết bị thông tin liên lạc và định vị dẫn đường mới, cũng như thiết bị nhận dạng địch-ta.

Màn hiển thị chính trên máy bay là màn hiển thị đa chức năng với sự trợ giúp của nó sẽ thực hiện dẫn đường, đưa máy bay vào vùng lưu thông của TSB, vào tuyến hạ cánh, lựa chọn vũ khí và ném bom hoặc phóng tên lửa.

Trang bị vũ khí của máy bay bố trí trên một giá treo dưới bụng và bốn giá treo dưới cánh. Mỗi nút treo được thiết kế mang tải 1.630 kg. Người ta áp dụng nhiều phương án mang tải khác nhau, nhưng phương án điển hình nhất là: 28 quả bom khối lượng 227 kg mỗi quả; ba quả bom khối lượng 908 kg cộng với hai thùng dầu bên ngoài dung tích nhiên liệu 1135 lít. Máy bay được trang bị tên lửa có điều khiển "không-đối-không" "Sidewinder", tên lửa có điều khiển "không-đối-diện" "Bullpup", các tên lửa chống hạm có điều khiển "Harpoon" và "Harm".

Trên cơ sở máy bay A-6E người ta hình thành máy bay đối kháng vô tuyến điện tử EA-6B "Prowler". Phần mũi của nó được kéo dài 1,03 m để bố trí buồng lái với bốn thành viên phi hành đoàn (phi công và ba trắc thủ vận hành hệ thống đối kháng điện tử). Khối lượng thiết bị bên trong được tăng lên đến 3630 kg và năm container treo chứa các thiết bị có trọng lượng 430 kg.

Trọng lượng cất cánh tối đa của máy bay với năm container treo là 29.500 kg. Tầm bay xa với bốn container và một thùng nhiên liệu treo ngoài dưới bụng máy bay là 1.315 km. Trần bay thực tế - 11.600 m.

Trên máy bay EA-6B trang bị một hệ thống đối kháng điện tử tích hợp. Các khối của hệ thống được đặt trong thân máy bay và các pod treo dưới cánh và dưới thân. Một máy bay EA-6B gần như có thể chế áp hoàn toàn sự làm việc của năm trạm radar. Nhằm mục đích này, phi hành đoàn trên máy bay trong thời gian chuẩn bị trước chuyến bay phải thiết lập các dải tần số, các chế độ công tác và các thông tin tình báo khác về các trạm radar họ cần chế áp trong khu vực mục tiêu. Tất cả các thông tin về năm trạm radar được nhập trước vào bộ nhớ máy tính của hệ thống ECM tích hợp trên máy bay. Các máy bay EA-6B ra đời về sau có thiết bị cho phép đồng thời chế áp {114} tám trạm radar hoặc đài vô tuyến. Trên các máy bay đó lắp đặt động cơ tuabin phản lực J52-P-408 với lực đẩy lớn hơn - 51 kN.

Máy bay A-6A (66 chiếc) được trang bị lại thành các máy bay tiếp dầu trên hạm KA-6D.

Vào giữa năm 1984 để cải tiến các máy bay cường kích hải quân và máy bay cường kích của Thủy quân lục chiến, người ta quyết định trên cơ sở A-6E mà tạo ra cường kích A-6F, đáp ứng các yêu cầu của thập kỷ 90. Kế hoạch là sử dụng các thành tố kỹ thuật và công nghệ của máy bay F/A-18 - động cơ, thiết bị, vũ khí. Chẳng hạn, thay vì động cơ tuabin phản lực J52 thì người ta áp dụng tuabin phản lực hai luồng khí F404-GE-400 phiên bản không đốt sau với lực đẩy tối đa là 48 kN. Gia tăng tỷ lệ lực đẩy/trọng lượng (тяговооруженность) sẽ làm tăng trọng lượng cất cánh tối đa của máy bay. Động cơ có trọng lượng nhỏ hơn, kích thước nhỏ hơn và tiêu thụ nhiên liệu riêng nhỏ hơn, sẽ cải thiện các đặc tính cơ động và cất-hạ cánh của máy bay.

Radar máy bay A-6F có ăng-ten có một chế độ khẩu độ tổng hợp. Như vậy, radar máy bay A- 6F có ăng ten khẩu độ hình học 914 mm. Trong chế độ tổng hợp, nó có thể được tăng lên 100 lần. Radar này sẽ phát hiện các mục tiêu trên đất liền, trên biển và trên không ở các cự ly 2 lần lớn hơn điều có thể trong các radar hiện đại. Điều này làm tăng độ ổn định kháng nhiễu lên khoảng 10 lần. Radar sẽ bảo vệ khả năng bay của máy bay trong chế độ bám theo địa hình. Trên màn hình chuyên dụng, địa hình khu vực sẽ được hiển thị trong không gian ba chiều nghĩa là trong không gian thực. Máy bay sẽ được trang bị một hệ thống điều khiển bay tự động bằng kỹ thuật số, một hệ thống dẫn đường quán tính mới. Việc điều khiển thiết bị được lên kế hoạch với sự giúp đỡ của hai máy tính tiên tiến trên máy bay và các công cụ hiển thị. Tất cả các thiết bị ghép nối với nhau thông qua hệ thống phân phối dữ liệu kỹ thuật số trên một bus duy nhất.

Máy bay A-6F ngoài bom và tên lửa "Bullpup" còn được lên kế hoạch trang bị tên lửa chống hạm "Harpoon" tầm phóng lớn có hệ dẫn đường radar chủ động và các tên lửa "Maverick" tầm ngắn có hệ thống dẫn đường hồng ngoại. Để chế áp các khí tài vô tuyến điện tử người ta dự kiến sử dụng các tên lửa có điều khiển với đầu tự dẫn thụ động "Harm". Để bảo vệ máy bay dự kiến trang bị tên lửa "không-đối-không" {115} "Sidewinder" không chiến tầm gần và tên lửa AIM-120 không chiến tầm trung.

Các chuyến bay thử nghiệm nguyên mẫu máy bay A-6F đã tiến hành trong giai đoạn 1987-1988, còn việc sản xuất hàng loạt của chúng được bắt đầu từ năm 1989.
.........

(tiếp)

Máy bay chống ngầm trên hạm S-3A "Viking" của hãng "Lockheed" (hình 2.45) có trọng lượng cất cánh 23.800 kg, có tầm bay xa tối đa không mang thùng dầu phụ là 4800 km, bán kính hoạt động 852 km khi tìm kiếm tàu ngầm trong khoảng thời gian 4,5 giờ ở tốc độ 686 km/giờ, có kết cấu cánh trên (высокоплан) với 2 động cơ turbofan không đốt sau TF34-GE-2. Trọng lượng hạ cánh tối đa là 20.830 kg, còn khi hạ cánh trên sàn đáp TSB - 17.100 kg.

(http://scilib-avia.narod.ru/Pavlenko1/images/116.gif)
Рис. 2.45. Палубный противолодочный самолет S-3A «Викинг»

Hình 2.45. Máy bay chống ngầm trên hạm S-3A "Viking"

Thùng nhiên liệu trong chứa đầy được 5960 kg. Tốc độ bay tối đa 686 km/h, tốc độ tuần tra ở mực nước biển - 297 km/h, tốc độ vào tuyến hạ cánh trên TSB - 185 km/h, thời gian tuần tra - 7,5 giờ, trần bay thực tế - 13.500 m.

Trên máy bay có bốn thành viên phi hành đoàn: phi công chính, phi công phụ, trắc thủ hệ thống thủy âm và điều phối viên chiến thuật. Tất cả các vị trí làm việc của các thành viên phi hành đoàn đều được trang bị một số lượng lớn màn hiển thị.

Phi công thứ nhất là người chỉ huy và chịu trách nhiệm về máy bay, về phi hành đoàn và việc hoàn thành nhiệm vụ. Trước anh ta có đặt một màn hình hiển thị tình hình chiến thuật chung, quỹ đạo của cả máy bay và mục tiêu, cũng như {116} điểm đến làm nhiệm vụ do điều phối viên chiến thuật xác định.

Phi công thứ hai cũng thực hiện các nhiệm vụ của người hoa tiêu, điện đài viên và vận hành viên các hệ thống phi âm thanh. Việc điều khiển các hệ thống phi âm thanh là thực hiện điều khiển radar có độ phân giải cao, hệ thống hồng ngoại quan sát phía trước, các hệ thống tìm kiếm điện tử và từ kế - việc điều khiển này thực hiện bằng máy tính. Thông tin từ các hệ thống trên sẽ được cung cấp cho phi công nhờ màn hình đa năng.

Điều phối viên chiến thuật, ngồi sau phi công thứ hai, giám sát việc thực hiện nhiệm vụ. Anh ta chịu trách nhiệm về chiến thuật hoạt động, phối hợp và điều khiển việc xử lý dữ liệu, kiểm soát hoạt động của hệ thống cảm biến và vũ khí. Các dữ liệu mục tiêu mà phi công thứ hai và trắc thủ hệ thống sonar thu nhận sẽ được đưa vào chương trình hoạt động, được truyền lên màn hình hiển thị của điều phối viên chiến thuật để xử lý. Nhờ sự trợ giúp của máy tính, anh ta sẽ tiến hành tính toán vị trí mục tiêu và đường bay tới nó, chọn chiến thuật tốt nhất và ra quyết định tấn công bằng cách chỉ ra tọa độ của điểm khai hỏa vũ khí.

Trắc thủ hệ thống sonar sẽ thực hiện chủ yếu là công tác xử lý dữ liệu âm thanh. Anh ta xác định vị trí của các phao thủy âm, kiểm soát thông tin thu nhận từ các phao thủy âm chủ động và thụ động, phát hiện và phân loại mục tiêu, xác định phương vị hoặc tọa độ mục tiêu. Khi khối lượng thông tin thủy âm là nhỏ, trắc thủ hệ thống thủy âm cũng có thể phục vụ như là người vận hành hệ thống phát hiện phi thủy âm.

Các phi công được đảm bảo một tầm quan sát tuyệt vời từ buồng lái, họ có thể nhìn thấy cánh tà trước, bầu động cơ, cần tiếp nhiên liệu trong khi bay, các càng chính. Ranh giới dưới của vùng quan sát phía trước tương ứng với đường kẻ lệch 17° xuống phía dưới so với đường chân trời, do đó nằm trong trường nhìn của các phi công là tất cả các phương tiện quang học của hệ thống hạ cánh trên sàn đáp tàu sân bay.

Máy bay được thiết kế để làm việc với quá tải trong khoảng -1 đến +3.5 và có khả năng chịu được quá tải của gió giật đến +4.3. Máy bay không bị hiện tượng rung (bafting) lúc ngoặt nghiêng và quá tải 2 trong khi chờ hạ cánh với tốc độ 296 km/h ở độ cao thấp.

Hầu hết cấu trúc máy bay được làm bằng các hợp kim nhôm, nổi bật ở độ bền cao {117} và tính chống ăn mòn. Đối với các thành tố đòi hỏi phải có độ bền chống mỏi, người ta sử dụng rộng rãi phương pháp xử lý bề mặt bằng phun bột kim loại (Дробеструйная обработка; Shot blasting). Trong kết cấu thân đuôi máy bay, cấu trúc cánh đuôi máy bay và giá treo động cơ người ta áp dụng một cách hạn chế hợp kim nhôm. Kết cấu đuôi sử dụng cốt liệu lót nhiều lớp cấu trúc kiểu tổ ong và vỏ bằng sợi thủy tinh. Trong kết cấu càng sát-xi người ta sử dụng thép độ bền cao được gia công nhiệt. Một loạt các chi tiết của các pylon được chế tạo từ titan và thép không gỉ. Trong thân đuôi máy bay người ta sử dụng chất dẻo để làm vật liệu lót.

Cánh được chế tạo dưới dạng kết cấu hộp kín (caisson) với hai xà dọc liên kết cơ khí bằng lớp vỏ hoàn thiện, được gia cường bằng các sườn cứng. Các sườn động lực được gia công cơ khí, còn các sườn khác được làm từ vật liệu dạng tấm. Việc nối phần bên trong và bên ngoài cánh được thực hiện trên các sườn động lực có thanh giá để gập và cố định cánh và là một phần của kết cấu các pylon treo. Cánh được nối vào thân máy bay bằng các nút tương ứng tại các xà dọc, sườn ngang và vỏ.

Độ dày tương đối và độ thu hẹp chiều dày của cánh được lựa chọn từ: điều kiện bố trí tối đa nhiên liệu bên trong ô cánh, giới hạn bởi đường gập cánh, và tối đa hóa phẩm chất khí động học tại trị số M = 0,7, đặc trưng cho chuyến bay dài khi tìm kiếm mục tiêu. Độ dày tương đối giảm từ 17% tại gốc cánh xuống 14% tại đường gập cánh và 12% ở hai đầu mút cánh; độ dày hiệu quả tương đối của toàn bộ cánh là 14,5%, độ thu cánh - 4.
Việc lựa chọn profil với độ dày tối đa: 30 % cho tiết diện gốc cánh và 40% đối với tiết diện nối các phần cánh, và các phần đầu mút cánh được xác định bởi yêu cầu đảm bảo dòng chảy bao êm của cánh tại c = 0,4 ... 0,6 và M = 0,6... 0,7 và dòng chảy bao có hình thành bước nhảy với c = 0 ... 0,3 và M = 0,75 ... 0,78.

Trong quá trình phát triển đề án đã có những thay đổi nhỏ so với phiên bản gốc. Quan trọng nhất trong số đó là giảm góc cụp theo đường dây cung 1/4 từ 20 đến 15 °, tạo cơ sở gia tăng diện tích cánh từ 53,9 đến 55,6 m2.

Cánh có độ xoắn hình học 4° 50' và khác biệt ở sự thay đổi đáng kể độ cong profil theo sải cánh. Giá trị c tính toán ở gốc cánh là 0.5 và ở mút cánh {118} là 0,6. Độ xoắn khí động học tương đối lớn này là cần thiết để chống lại xu hướng gián đoạn sớm dòng khí ở đầu mút cánh. Do diện tích cánh lớn cần thiết đối với việc thực hiện nhiệm vụ chiến đấu và bảo đảm lấy độ cao với một động cơ để vào tuyến hạ cánh, việc đạt đến giá trị vừa phải cmax = 2,36, được đảm bảo bởi việc sử dụng đồng thời các cánh tà sau bố trí trên 80 % sải cánh và được xoay lệch 35 ° cùng với các cánh tà trước. Việc cất cánh từ máy phóng thực hiện vói các cánh tà sau nghiêng 25°, còn khi cơ động ở độ cao thấp - cánh tà sau nghiêng 15°, và sử dụng đồng thời các cánh tà trước.

Các bề mặt có thể điều khiển được là các tấm eleron trên các phần đầu mút cánh, các intercertor tại bề mặt trên và bề mặt dưới cánh, làm việc như các phanh hãm không khí khi đông thời nghiêng, còn khi nghiêng vi sai thì làm nhiệm vụ kiểm soát độ nghiêng ngang. Cánh tà sau và trước được sử dụng khi cất cánh, hạ cánh và chờ hạ cánh.

Việc gập cánh thực hiện bằng dẫn động thủy lực bố trí giữa các sườn cứng của bộ phận bên ngoài và bộ phận bên trong cánh. Nằm cạnh đó là chi tiết dẫn động cơ cấu khóa cánh.

Cánh đuôi gồm có đuôi đứng có bản lề gấp ở gốc, bánh lái hướng có tấm trimmer trợ lái, cánh đuôi ngang ổn định có bánh lái độ cao với tấm trợ lực lái trimmer.

Đuôi đứng được cấu tạo kiểu hộp kín caisson có các xà dọc trước và sau và các tấm vỏ, các sườn tăng cứng. Bánh lái hướng được ghép thêm một cơ cấu giảm chấn chống mất ổn định cơ khí (chống tròng trành; противофлаттерный демпфер; Flatter-Dämpfer).

Khi sắp xếp máy bay trên boong tàu sân bay đuôi đứng được gấp lại nhờ xi lanh thủy lực. Tiếp theo việc gập đuôi, việc cố định và chỉ định vị trí của nó cũng tương tự như việc gấp cánh, nhưng cánh chính và đuôi đứng có thể gập lại độc lập với nhau.

Cánh đuôi cân bằng có hai kết cấu hộp kín dạng caisson. Caisson phía sau đi qua thân máy bay. Cấu trúc cánh đuôi ngang cân bằng gồm một vỏ thông thường, các sống doc (stringers), các xà dọc phía trước và phía sau. Cơ cấu dẫn động tấm trợ lái độ chúi dọc nằm ở phần thân đuôi máy bay, và là một cơ cấu có động cơ điện, nối qua một mạch logic điện trên các thành tố ở trạng thái rắn, với hệ thống kiểm soát máy bay. Bánh lái độ cao (cấu trúc dạng dầm caisson đơn giản ) {119} được gắn vào cánh đuôi ngang cân bằng ở ba điểm. Bánh lái hướng được kết nối với thiết bị giảm chấn quán tính cơ học.

Sát-xi máy bay gồm một càng mũi xoay được, các càng chính và thiết bị hãm có đầu móc tháo rời được.

Càng mũi kiểu thanh chống có bánh xe kép và các cơ cấu được chế tạo để điều khiển và phóng máy bay. Cơ cấu dẫn động thủy lực thông qua hệ thống truyền tải tại xi lanh bên trong càng sẽ đảm bảo điều khiển, giảm xóc và thiết lập vị trí trung hòa. Dải xoay lệch của bánh xe là ± 70 °. Điều khiển càng mũi thực hiện bằng bàn đạp. Máy bay được gắn vào máy phóng của TSB nhờ thanh kéo gắn trên mặt trước thân càng và nút phía sau. Thanh kéo được thả và thu nhờ dẫn động thủy lực.
.......

(tiếp)

Trụ càng mũi thu vào thân máy bay (nghiêng về phía sau), và bánh xe của nó được tập trung và khóa lại. Việc bung càng khẩn cấp được đảm bảo bởi lò xo. Cánh che hốc trụ càng mũi được mở và đóng nhờ các thanh kéo kết nối với trụ càng.

Trụ càng chính gồm một thanh chống bên, một giảm sóc, thanh chống phía sau và có một bánh xe. Trục bánh xe nhô ra từ phía thanh chống bên. Giảm xóc và thanh chống bên hình thành một cơ cấu cho phép bánh xe khi va chạm có thể lệch lên trên 559 mm. Tải trọng dọc được tiếp nhận bởi kết cấu giàn hình thành bởi các thanh chống bên và thanh chống sau. Trụ càng chính được thu vào thân máy bay (nghiêng về phía sau). Tấm che hốc càng liên kết với trụ càng bằng các thanh kéo. Việc bung càng khẩn cấp được đảm bảo bằng lò xo.

Bánh xe được làm bằng hợp kim nhôm và có cấu trúc có thể tháo rời, làm dễ dàng việc lắp đặt và tháo bỏ bánh hơi. Mỗi bánh xe có một phanh thủy lực dạng đĩa, đĩa rô-to quay của nó có bốn phân đoạn, stator của đĩa - có ba phân đoạn. Phanh có cơ chế tự động, bao gồm cảm biến đo tốc độ quay bánh xe, van điều tiết áp suất phanh và một khối điều khiển. Các trụ càng đều có giảm xóc kiểu dầu-không khí thông thường.

Thiết bị hãm giữ (Задерживающее устройство) gồm có một kết cấu kiểu giàn hình chữ A bằng ti-tan nối với thân máy bay, giàn này có thể nghiêng trong mặt phẳng thẳng đứng. Thân của chiếc móc làm bằng ti-tan được gắn vào đỉnh giàn chữ A, móc đó có thể nghiêng trong mặt phẳng nằm ngang. {120} Đầu móc làm bằng thép và được phủ một loại vật liệu không có từ tính. Để hấp thụ năng lượng khi bắt cáp hãm người ta gắn một giảm xóc giữa giàn chữ A và thân máy bay. Thân móc được cố định ở vị trí trung hòa nhờ giảm xóc thủy lực. Bung và thu thiết bị hãm giữ một cách thích ứng do xi-lanh thủy lực đảm nhiệm.

Hai dầm dọc tạo thành cấu trúc dạng sống tàu, kéo dài toàn bộ chiều dài thân máy bay từ trụ càng mũi đến móc hãm và được dùng để phân phối tải trọng từ máy phóng khi cất cánh và từ móc hãm khi hạ cánh.

Hệ thống kiểm soát tăng tốc của máy bay S-3A kết hợp với hệ thống điều khiển bay tự động nhằm giải phóng phi công khi thực hiện hoạt động tìm kiếm và tiêu diệt các tàu ngầm. Hệ thống gồm máy lái tự động và thiết bị tự động đặt lực đẩy (autothrottle). Máy lái tự động đảm bảo ổn định máy bay theo góc chúi, nghiêng, theo hướng và điều khiển tự động, bao gồm cả việc hạ cánh trên sàn đáp tàu sân bay. Autothrottle đảm bảo kiểm soát lực đẩy khi vào tuyến hạ cánh và giữ tốc độ chỉ thị. Việc kiểm soát được thực hiện nhờ servo dẫn động không đảo ngược, làm việc từ hai hệ thống thủy lực. Sự cố của một trong hai hệ thống thủy lực không dẫn đến gián đoạn hệ thống điều khiển. Nếu ngay cả hệ thống thủy lực thứ hai cũng không làm việc, sẽ diễn ra việc tự động chuyển sang điều khiển bằng tay.

Hệ thống điều khiển tự động sẽ ra lệnh cho cho cơ cấu servo dẫn động của cánh đuôi ngang cân bằng và bánh lái hướng để bù đắp mô-men bổ nhào, thực hiện vòng ngoặt và giảm rung trượt. Các cánh phụ elerons và các interceptor sẽ được xoay nghiêng đồng thời để kiểm soát độ nghiêng. Trong trường hợp khẩn cấp điều khiển bằng tay các interceptor sẽ không làm việc, chỉ có các elerons là xoay nghiêng. Việc xoay lệch các cánh tà trước sẽ được thực hiện thông qua dẫn động điện còn cánh tà sau - bằng thủy lực. Liên hệ cơ khí giữa các tấm cánh tà trước sẽ ngăn việc xoay lệch đối xứng của chúng.

Trên các pylon của máy bay S -3A lắp hai động cơ turbofan TF34-GE-2 có bậc hai chu trình lớn (m = 6,2). Điều này đảm bảo mức tiêu hao nhiên liệu thấp - 0.037 kg/(N • h). Các động cơ trên được thiết kế chế tạo có tính đến các đặc điểm cụ thể của máy bay chống tàu ngầm chuyên dụng và việc bố trí chúng trên boong tàu sân bay. Động cơ được làm bằng vật liệu chống ăn mòn, có mức tiêu thụ nhiên liệu thấp trong một dải lực đẩy rộng và mức bộc lộ tiếng ồn và khói thấp {121}. Khả năng tăng tốc của động cơ từ chế độ vào tuyến hạ cánh đến 95% lực đẩy là 3,5 giây. Khởi động động cơ từ thiết bị khởi động mặt đất, thiết bị động lực hỗ trợ, hoặc từ một động cơ khác đang làm việc yêu cầu thời gian đến 30 giây.

Các thông số chính và các số liệu về động cơ TF34 -GE- 2 ( trong điều kiện tiêu chuẩn):
- Lực đẩy ở chế độ công suất tối đa - 41,3 kN;
- Tiêu thụ nhiên liệu riêng ở chế độ công suất tối đa - 0.037 kg/(N • h);
- Bypass ratio - 6,2;
- Tổng mức tăng áp suất - 21;
- Mức tăng áp suất không khí trong quạt - 1,5;
- Tổng tiêu thụ không khí - 153 kg/s;
- Nhiệt độ gaz trước tuabin - 1225 ° C;
- Tốc độ quay của rotor quạt (tối đa) - 7800 vòng/phút;
- Tốc độ quay của rotor máy nén (tối đa) - 17800 vòng/phút;
- Chiều dài gabarit - 2565 mm;
- Đường kính gabarit (quạt) - 1270 mm;
- Trọng lượng khô - 660 kg;
- Trọng lượng riêng - 0,0157 kg/N.
Trên hình 2.46 cho thấy sơ đồ kết cấu của động cơ.

(http://scilib-avia.narod.ru/Pavlenko1/images/123.gif)
Рис. 2.46. Конструктивная схема двигателя TF34-GE-2:
1 — вентилятор; 2 — корпус вентилятора; 3 — компрессор высокого давления; 4 — камера сгорания; 5 — турбина высокого давления; 6 — турбина низкого давления

Hình 2.46. Sơ đồ cấu trúc của động cơ TF34-GE-2:
1 - quạt; 2 - thân quạt; 3 - máy nén cao áp; 4 - buồng đốt; 5 - tuabin cao áp; 6 - tuabin thấp áp

Quạt 1 - là thiết bị một bậc không dẫn hướng đầu vào. Các cánh của bánh xe công tác được rèn từ hợp kim titan. Thân liền khối 2 của quạt được tăng cường bằng cách đặt một vòng bảo vệ nhằm giữ cánh quạt trong trường hợp bị vỡ. Các cánh công tác cũng như cánh của thiết bị nắn thẳng đều có thể được thay thế trong quá trình khai thác mà không cần tháo dỡ động cơ khỏi máy bay.

Máy nén áp suất cao 3 có 14 bậc. Các cánh của thiết bị dẫn hướng đầu vào và cánh của thiết bị dẫn hướng năm bậc đầu tiên - điều chỉnh được. Bánh công tác của chín bậc đầu tiên của máy nén được làm bằng hợp kim titan, phần còn lại làm bằng hợp kim niken-crôm. Thân máy nén đúc liền khối.

Trong buồng đốt hình vòng xuyến rút ngắn kiểu bay hơi 4 thay vì các kim phun nhiên liệu thông thường người ta lắp 18 buồng xoáy-trộn hỗn hợp với 2 bộ tạo xoáy kiểu cánh quạt bố trí nối tiếp. Nhiên liệu được cấp vào các phòng đó từ bộ thu dưới áp suất thấp theo đường ống thép không gỉ đặc biệt với đường kính bên trong không quá 1,5 mm, tại đó chúng được phân tán vào không khí. Trong phần thứ hai của buồng đốt, hỗn hợp khí-nhiên liệu (FA), được đảo bằng bộ tạo xoáy đầu tiên, sẽ gặp luồng không khí, nó sẽ được đảo bởi bộ tạo xoáy thứ hai theo chiều ngược lại. Điều này đảm bảo sự khuếch tán tốt hơn của nhiên liệu và hiệu suất cháy cao hơn của hỗn hợp nhiên liệu-khí trên một chiều dài nhỏ hơn của buồng đốt so với buồng đốt có vòi phun thông thường. Cấu tạo thiết kế này cho phép động cơ hoạt động với cả nhiên liệu có tạp chất và nó đảm bảo cùng với mức độ cao của quá trình đốt cháy hoàn toàn là sự đồng đều của trường nhiệt độ ở phía trước tuabin. Hơn nữa, áp suất nhiên liệu giảm trong buồng đốt làm tăng độ an toàn chống cháy nổ. Thân buồng đốt đúc liền khối. Đường ống chịu nhiệt được dập từ hợp kim của nickel sau đó có xử lý gia công cơ học. Nó tỏ ra đáng tin cậy hơn và có tuổi thọ cao hơn trong khai thác so với ống chịu nhiệt làm bằng các lá kim loại hàn. Sơ đồ mặt cắt buồng đốt của động cơ TF34 và các thành phần của nó được thể hiện trên hình 2.47.

(http://scilib-avia.narod.ru/Pavlenko1/images/124.gif)
Рис. 2.47. Схематический разрез камеры сгорания двигателя:
1 — трубопровод подвода топлива; 2 — воспламенитель; 3 — жаровая труба; 4 — смесительно-вихревая камера

Hình 2.47. Mặt cắt khái lược buồng đốt động cơ:
1 - ống dẫn nhiên liệu, 2 - đánh lửa; 3 - ống chịu nhiệt; 4 - buồng xoáy-trộn

Tuabin cao áp được làm mát 5 (hình 2.46 ) có hai bậc. Miệng phun bậc đầu tiên được làm bằng hợp kim coban và được làm mát kiểu màng đối lưu. Các cánh công tác của các bậc và thiết bị phun của bậc thứ hai được làm bằng hợp kim của nickel và có màng làm mát đối lưu. Các cánh công tác {124} có có lớp phủ khuếch tán oxit nhôm bảo vệ nhằm cải thiện độ bền vững chống oxy hóa và ăn mòn.

Các cánh của vòi phun được gắn thành nhiều đoạn (mỗi đoạn hai cánh) và có thể thay thế trong điều kiện ở sân bay theo từng đoạn mà không cần tháo toàn bộ vòi phun. Thân tuabin đúc liền khối.

Tuabin áp suất thấp không làm mát 6 (tuabin quạt) có bốn bậc. Cánh công tác được làm bằng hợp kim niken và có các kệ chống rung dạng đai.

Các bộ vòi phun chế tạo bằng hợp kim niken-crôm và cũng được lắp theo phân đoạn. Thân tuabin đúc liền khối. Toàn bộ tua bin áp thấp làm thành một khối riêng biệt của động cơ.

Miệng phun phản lực - là loại không điều tiết, có một thân chính (dành cho chu trình nội). Chu trình ngoài có miệng phun phản lực riêng của nó cũng thuộc loại không điều tiết. Để giảm tác động của thay đổi lực đẩy trong quá trình cân bằng máy bay, các miệng phun phản lực của các chu trình được định hướng lên trên một góc 10 ° so với trục dọc của động cơ.
..........

(tiếp)

Hệ thống điều khiển thiết bị phát lực - cơ thuỷ lực có khuếch đại điện tử. Thiết bị điều tiết bơm nhiên liệu sẽ định lượng việc truyền nhiên liệu vào buồng đốt về mặt số lượng ở mức cần thiết để duy trì tần số quay của rotor áp lực cao, được ấn định trước bằng cần điều khiển của động cơ (tay ga; РУД).

Động cơ TF34 có cấu trúc mô-đun (khối), bao gồm một số nhỏ các nút độc lập, mỗi nút trong số đó khi hư hỏng có thể gỡ ra và thay thế trong các điều kiện sân bay. Trong khí đó thường việc này không đòi hỏi phải thay thế toàn bộ động cơ hoặc tháo gỡ động cơ khỏi máy bay. Việc phân chia theo khối của động cơ cho phép thay thế các khối trong thời hạn gấp rút với phương tiện và chi phí tối thiểu. Sau khi thay thế các khối bị lỗi thì đã đủ điều kiện để kiểm tra khả năng làm việc về tổng thể của thiết bị sinh lực.

Để kiểm tra trực quan định kỳ sâu hơn các thành phần chịu tải cao của động cơ như các cánh máy nén và tuốc bin, các thành phần của buồng đốt, trong kết cấu động cơ đã trù tính khả năng cài sẵn một thiết bị kiểm tra đặc biệt có cấu trúc sợi quang học - đó là boroscope dẻo. Nhằm mục đích này trên thân động cơ dọc theo vệt dẫn khí có một số ô (cửa sổ) đặc biệt {125}. Thông tin từ boroscope về tình trạng của nút đang bị kiểm tra của động cơ có thể được truyền đến màn hình ở xa hoặc thiết bị trợ giúp hiển thị ảnh.

Trên máy bay có lắp đặt thiết bị phát lực phụ trợ (APU) được thiết kế để khởi động động cơ và kiểm tra khả năng làm việc của hàng loạt hệ thống động lực máy bay trên mặt đất mà không cần khởi động các động cơ chính. Nhìn chung, thiết kế mô-đun của động cơ cho phép đơn giản hóa công tác bảo trì kỹ thuật thiết bị động lực và giảm chi phí khai thác nó.

Hệ thống nhiên liệu của máy bay bao gồm các thùng nhiên liệu, các hệ thống: cung cấp nhiên liệu cho động cơ, bơm nhiên liệu từ các thùng dầu phụ, tiếp thêm nhiên liệu, hòa trộn nhiên liệu, trong đó khi đang bay là cả hệ thống dẫn nhiên liệu và hiển thị số lượng nhiên liệu.

Hình 2.48 cho thấy sơ đồ bố trí các thùng nhiên liệu trên máy bay S-3A. Nhiên liệu được chứa trong hai cụm thùng chứa đối xứng nằm hoàn toàn bên trong hộp cánh trước đường gấp cánh.

Mỗi cụm bao gồm thùng chứa chính và thùng tiêu thụ, nuôi động cơ trong điều kiện bình thường {126} bố trí cùng một phía. Dự trữ nhiên liệu sử dụng là 5960 kg.

(http://scilib-avia.narod.ru/Pavlenko1/images/126.gif)
Рис. 2.48. Схема размещения топливных баков иа самолете S-3A:
1 — левый расходный бак; 2 — линия складывания крыла; 3 — правый основной бак; 4 — правый расходный бак; 5 — перегородка демпфирования движения топлива; 6 — левый основной бак

Hình 2.48. Sơ đồ bố trí các thùng nhiên liệu trên máy bay S-3A:
1 - thùng nhiên liệu tiêu thụ bên trái; 2 - đường gập cánh; 3 - thùng nhiên liệu chính bên phải; 4 - thùng nhiên liệu tiêu thụ bên phải; 5 - vách ngăn giảm xóc cho sự lưu chuyển của nhiên liệu; 6 - thùng nhiên liệu chính bên trái

Việc bảo dưỡng thùng nhiên liệu bên trong, mạng đường trục dẫn nhiên liệu và các thành phần được tiến hành thông qua cửa nắp ở mặt dưới cánh và một pa-nen có thể đẩy được về phía trước nằm trên bề mặt cánh trên. Ở phần dưới các thùng nhiên liệu có lắp các ống ruột gà để chắt hơi ngưng tụ. Các ống này đi qua các dầm dọc phía trước hoặc phía sau tới tuyến ống thoát. Trong tuyến ống thoát người ta sử dụng các van chống rò kép, cho phép loại bỏ và thay thế phụ tùng mà không làm thoát nhiên liệu từ thùng chứa.

Kết cấu gắn bầu động cơ trong khu vực bố trí các thùng nhiên liệu là kết cấu kín, có thông hơi và có một hệ thống thoát để ngăn chặn việc tràn nhiên liệu vào pylon và hệ thống hiển thị sự rò rỉ nhiên liệu từ các thùng chứa.

Khoang nhiên liệu được làm kín chủ yếu bằng cách gắn keo bít chặt các khe nối. Để ngăn ngừa sự ăn mòn các bề mặt bên trong thùng chứa được phủ polyurethane.

Cùng với các thùng chứa bên trong, trên các pylon của máy bay có thể treo được hai thùng dầu phụ dung tích 1.135 lít.

Bố trí các thùng nhiên liệu cho phép thực sự hạn chế sự di chuyển tâm khối lượng của máy bay khi tiêu thụ nhiên liệu.

Các hệ thống điện tử hàng không của máy bay "Viking" bản thân nó là tổ hợp thiết bị điện tử đa chức năng phức tạp nhất và lớn nhất trong số các tổ hợp được sử dụng trên tất cả các máy bay chiến thuật của nước ngoài (hình 2.49). Hệ thống xử lý dữ liệu thủy âm, máy tính trung tâm và thiết bị lưu trữ trên trống từ được nhân đôi để tăng độ tin cậy trong thực hiện nhiệm vụ. Trang bị điện tử (Радиоэлектронное оборудование - РЭО) được gắn trên các giá đỡ đặc biệt có hệ thống các phiến làm mát để ổn định nhiệt độ. Để chuẩn bị trước chuyến bay người ta đã trù liệu thiết bị giám sát tích hợp điều khiển bằng máy tính. Trang thiết bị điện tử chiếm khoảng 10% trọng lượng rỗng của máy bay.

Hầu như tất cả các thiết bị điện tử trên máy bay (trừ các thành phần của radar và hệ thống định vị quán tính) đều có thể được bảo dưỡng trên tàu sân bay bằng thiết bị kiểm tra tự động VAST, được sử dụng để thử nghiệm trang bị điện tử của các máy bay trên hạm như F-14A, A-7E và E-2C. Thiết bị này được điều khiển bởi máy tính trung tâm vạn năng kỹ thuật số và bao gồm nhiều module chức năng độc lập được đưa vào hoạt động theo các sơ đồ khác nhau trong vòng một vài giây.

Tất cả các hệ thống điện tử được thống nhất quản lý qua máy tính trung tâm kỹ thuật số trang bị trên máy bay, được thiết kế đặc biệt cho "Viking". Máy tính trung tâm kỹ thuật số trên máy bay (MTTTKTS) có trọng lượng xấp xỉ 186 kg, mức tiêu thụ điện - 2,3 kW. Chế độ làm việc của MTTTKTS là đa chương trình, sử dụng 131 lệnh cơ bản, thời gian thực hiện vòng lặp là 750 ns, chiều dài từ - 36 bit (bao gồm cả 4 bit chẵn lẻ). Máy tính điện tử được hình thành trên các mạch tích hợp. Nó đồng thời xử lý 21 tiến trình và cung cấp thông tin ra bốn màn hiển thị phức hợp. Dung lượng nhớ của bộ nhớ chính là 6,5 nghìn từ, của các thiết bị trợ giúp - 145 ngàn từ.

(http://scilib-avia.narod.ru/Pavlenko1/images/127.gif)
Рис. 2.49. Многофункциональный электронный комплекс самолета S-3A:
1 — радиолокатор; 2, 3 — кресла летчиков; 4, 5 — кресла координатора и оператора; 6 — РЭО для ПЛО; 7 — топливные баки; 8 — система кондиционирования; 9 — штанга магнитометра; 10 — оборудование управления и связи; 11 — гидроакустические буи; 12 — БЦВМ; 13 — вооружение; 14 — ИК система переднего обзора

Hình 2.49. Tổ hợp đện tử đa chức năng của máy bay S-3A:
1 — radar; 2, 3 — ghế của các phi công; 4, 5 — ghế của sĩ quan điều phối và trắc thủ; 6 — thiết bị điện tử phục vụ công tác chống tàu ngầm; 7 — các thùng nhiên liệu; 8 — hệ thống điều hòa không khí; 9 — thanh đòn của máy từ kế; 10 — thiết bị điều khiển và liên lạc; 11 — phao thủy âm; 12 — MTTTKTS; 13 — vũ khí; 14 — hệ thống hồng ngoại quan sát phía trước
........

(tiếp)

Tập hợp các chương trình chuyên dụng cho máy tính kỹ thuật số trung tâm sẽ đảm bảo việc thực hiện bất kỳ hoạt động chống tàu ngầm nào. Trong thiết bị xử lý thông tin thủy âm và máy tính của hệ thống dẫn đường quán tính có sử dụng một chương trình đặc biệt có nhiệm vụ chuyển dạng các thông tin nhận được trước khi đưa vào máy tính kỹ thuật số trung tâm. Trong thời gian kiểm tra trước chuyến bay người ta sử dụng chương trình kiểm tra hệ thống con theo nguyên tắc "thích ứng - không thích ứng"; chương trình con xác định nguyên nhân hỏng hóc cho phép phân tích bản chất của sự hư hỏng và xác lập vị trí phát sinh hư hại.

Đối với các chuyến bay huấn luyện người ta dùng một chương trình đặc biệt truyền các dữ liệu mô phỏng tình huống chiến đấu. Chương trình hoạt động tạo khả năng cho phi hành đoàn trên máy bay điều khiển các hoạt động chống tàu ngầm {128} bằng cách tích lũy, lưu trữ, phân tích, xử lý, so sánh và hiển thị các thông tin chiến thuật. Các tín hiệu của phao thủy âm, thông tin tổng quát từ các cảm biến âm thanh và các cảm biến khác được kịp thời xử lý và các kết quả xử lý được đưa ra màn hình hiển thị của sĩ quan điều phối chiến thuật.

Máy bay "Viking" được trang bị hệ thống thủy âm vô tuyến SRS, nhờ nó mà xác định được tọa độ của cả các phao thả trôi mà không cần bay qua đầu chúng.

Việc tìm kiếm mục tiêu có thể được thực hiện từ độ cao 9000 m. Mọi thông tin chiến thuật từ máy bay có thể được chuyển giao sang cho máy bay khác hoặc tàu khác. Trong quá trình chuyển từ theo dõi mục tiêu sang tấn công, máy bay trong 2 phút có thể từ độ cao 9000 m hạ đến độ cao mực nước biển bằng cách sử dụng phanh không khí.

Hệ thống SRS được nhân đúp bởi radar, hệ thống hồng ngoại quan sát phía trước, máy từ kế đặt trên cần dài 6 m và các phương tiện trinh sát vô tuyến điện tử thụ động (hệ thống có các mảng ăng-ten ở các đầu mút cánh).

Tất cả các tín hiệu đều được xử lý bởi máy tính kỹ thuật số trung tâm, máy sẽ cung cấp các tín hiệu "qua lọc", so sánh chúng với các dữ liệu được lưu trữ trong bộ nhớ. Những tín hiệu này được ghi lại trên băng từ để tái tạo sau đó và sử dụng trong các hoạt động tiếp theo.

Hệ thống con xử lý thông tin thủy âm bao gồm:
- bộ chuyển đổi để giao tiếp với máy tính kỹ thuật số trung tâm;
- phương tiện hiển thị đồng thời thông tin từ tất cả các phao thủy âm trong tất cả các dải tần số;
- phương tiện xử lý thông tin thủy âm trong toàn bộ dải tần số;
- phương tiện kiểm soát đồng thời hoạt động của 16 sonobuoys và phương tiện phát hiện.

(http://upload.wikimedia.org/wikipedia/commons/thumb/f/fd/S-3A_MAD_DN-SC-87-05743.JPEG/800px-S-3A_MAD_DN-SC-87-05743.JPEG)
Một máy bay chống tàu ngầm Lockheed S-3A Viking thuộc phi đoàn VS-31 đang bay với sào (boom) phát hiện dị thường từ trường (MAD) ASQ-81 kéo ra từ phần đuôi. Chiếc máy bay này thuộc Không đoàn trên TSB số 7 (CVW-7) - USS Dwight D. Eisenhower (CVN-69), năm 1983.

Thiết bị đọc/ghi thông tin trên băng từ được sử dụng để lưu trữ các dữ liệu quan trọng về nhiệm vụ chiến đấu, được biết trước khi cất cánh, và ghi lại các thông tin về quá trình thực hiện nhiệm vụ, cần thiết cho việc phân tích tiếp theo ở trung tâm yểm trợ chiến thuật. Bộ tự ghi âm để ghi âm từ tính các tín hiệu tương tự thích hợp đối với việc ghi trong suốt thời gian phi vụ chiến đấu các thông tin thủy âm chưa xử lý nhận được từ 16 kênh, và có khả năng {129} phân tích và ghi lại các tín hiệu âm thanh cùng với việc chỉ ra hướng đến của chúng.

Hệ thống điều khiển kết hợp không chỉ là phương tiện chính liên lạc với máy tính kỹ thuật số trung tâm, mà còn cho phép các thành viên phi hành đoàn lựa chọn, chuẩn bị và khởi động vũ khí, thả sonobuoys. Hệ thống điều khiển kết hợp này bao gồm ba hệ thống con cơ bản là các màn hiển thị, vũ khí và phương tiện tìm kiếm và lưu trữ thông tin. Mỗi một trong ba hệ thống con trên liên lạc với máy tính trung tâm thông qua hệ thống ghép kênh kỹ thuật số hai chiều có tốc độ truyền tải của 6 • 106 bit/s.

Hệ thống định vị đạo hàng bao gồm các thành tố sau:
- hệ thống quán tính có khả năng đặt (trạng thái) trên tàu sân bay;
- máy đo tốc độ hành trình dựa trên hiệu ứng Doppler;
- trực kế hướng (Курсовертикаль; Attitude and heading reference system ('AHRS));
- hệ thống dữ liệu đường không trung tâm;
- hệ thống thu phát TACAN;
- máy đo cao vô tuyến và thiết bị truyền tín hiệu cảnh báo chiều cao không được phép;
- máy tính tính toán tốc độ trên không và độ cao;
- các thiết bị lái và biến đổi;
- máy thu vô tuyến định vị dẫn đường;
- hệ thống tựa để xác định hướng đến của các tín hiệu phao thủy âm.

(http://upload.wikimedia.org/wikipedia/ru/thumb/2/28/%D0%9A%D0%92%D1%88%D0%BA%D0%B8.jpg/800px-%D0%9A%D0%92%D1%88%D0%BA%D0%B8.jpg)
Ba trực kế hướng (курсовертикали КВ-1) nền tảng KV-1 của hệ thống "Rumb-1A" trên máy bay Tu-22M

Các dữ liệu xuất ra từ hệ thống quán tính (có hoặc không có điều chỉnh của radar Doppler) có thể được sử dụng trong máy tính của hệ thống quán tính. Các dữ liệu đầu vào của hệ quán tính, của radar Doppler, các trực kế hướng và máy tính tốc độ trên không và độ cao bay được truyền tương ứng theo một chương trình độc lập tới máy tính kỹ thuật số trung tâm, máy tính đó sẽ xuất ra các tín hiệu tái tạo tình hình chiến thuật trên các màn hiển thị của các thành viên phi hành đoàn của máy bay.

Hệ thống tựa để xác định hướng đến của tín hiệu sonobuoys hoạt động trên nguyên tắc giao thoa dải sóng mét, nó liên tục đo hướng đến của các tín hiệu tần số cao của mỗi phao sonar. Hệ thống này là thụ động và không đòi hỏi biến thể của các sonobuoys. Vị trí các sonobuoys xác định trong các giới hạn tầm nhìn trực tiếp từ máy bay nhờ phương tiện điện tử.

Hệ thống tựa cũng được liên kết với màn hình hiển thị tình hình {130} trong mặt phẳng nằm ngang để lệch kim trỏ về phía trước / sau và trái / phải và chỉ thị độc lập của điểm viện dẫn phía trên phao. Bằng cách đó, hệ thống tựa xác định hướng đến các tín hiệu của phao tiêu sẽ loại bỏ sự cần thiết của việc máy bay phải bay qua phía trên phao trước khi bắt đầu tìm kiếm tàu ngầm. Thay vào đó, phi công luôn luôn có phía trước mình màn hiển thị chỉ ra vị trí tương đối của các phao, và có thể bay đến điểm mà từ đó anh ta có thể thực hiện tốt nhất các cơ động chiến thuật tiếp theo. Với sự trợ giúp của hệ thống tựa việc điều chỉnh số liệu của hệ thống định vị đạo hàng trở thành có thể, bằng cách sử dụng các dữ liệu trong sự phối hợp với các máy phát trên hạm hoặc các trạm đã biết; hệ thống tựa có thể phục vụ như một phương tiện hạ cánh trên tàu sân bay hoặc xuống các căn cứ mặt đất, thực hiện chức năng của các máy thu glissade và hướng.

Radar AN/APS-116 được thiết kế cho máy bay S-3A để phát hiện các mục tiêu nhỏ, làm việc trong ba chế độ cơ bản: tìm kiếm các mục tiêu nhỏ, đạo hàng "thô" và đạo hàng trong chế độ radar có độ phân giải cao. Radar này có thể phát hiện kính tiềm vọng tàu ngầm khi biển động mức vừa phải (sóng cấp 3) và các tàu nhỏ khi biển động mạnh (cấp 6) ở các khoảng cách đảm bảo thực hiện được các hoạt động (chống ngầm).
.........

(tiếp)

Trong bầu che radar thu vào dưới thân máy bay có gắn máy thu bức xạ hồng ngoại (IR) trong tầm quan sát phía trước có hai khối thấu kính tiêu cự biến đổi. Hệ thống hồng ngoại quan sát phía trước cho phép quan sát các đối tượng vào ban đêm và trong các điều kiện sương mù. Trường nhìn của hệ thống là 15 × 20 °. Việc theo dõi các mục tiêu được phát hiện bởi hệ thống hồng ngoại có thể thực hiện một cách tự động.

Khi chính xác hóa tọa độ và phân loại các mục tiêu dưới nước người ta sử dụng từ kế. Sau khi phát hiện mục tiêu bằng từ kế và phân loại nó, tọa độ mục tiêu được đưa vào chương trình của máy tính, máy tính sẽ xác định điểm tiếp xúc tiếp theo với mục tiêu. Nếu sau đó phi công chọn chế độ điều khiển bay tự động theo quỹ đạo mà máy tính tính toán, khi đó máy bay sẽ thực hiện vận động đến điểm đã định và máy từ kế sẽ tiếp tục theo dõi mục tiêu và cung cấp các dữ liệu về hướng đến mục tiêu. Độ nhạy cao, khả năng điều chỉnh và điều khiển bay tự động theo quỹ đạo mà máy tính tính toán, tất cả sẽ đảm bảo tăng cự ly phát hiện. {131}

Với tư cách là phương tiện đối kháng vô tuyến thụ động, trên máy bay sử dụng hệ thống trinh sát vô tuyến hỗ trợ tín hiệu, hệ thống sẽ phát hiện, phân tích, đo góc phương vị và phân loại các bức xạ điện từ ở dải tần số được lựa chọn. Tín hiệu nhận được, chẳng hạn như bức xạ của radar kẻ thù, được so với các tín hiệu của radar kẻ thù đã được biết đến và được máy tính phân loại là đã biết hoặc chưa biết trước khi viên phi công thứ hai kiểm tra những dữ liệu này, anh ta thực hiện nhiệm vụ vận hành viên các cảm biến phi âm thanh.

Trong thành phần thiết bị tìm kiếm của máy bay "Viking" không có máy phân tích khí (không tác dụng trong các hoạt động chống lại các tàu ngầm nguyên tử), không có projector sẽ làm lộ máy bay, và photocamera cố định đánh giá tình hình, bởi vì toàn bộ thông tin đều được ghi trên băng từ.

Máy bay "Viking" có một hệ thống liên lạc hiệu quả cao, làm việc chủ yếu trong các dải sóng mét và đề-xi-mét, với 280.000 kênh.

Các máy thu của hệ thống hạ cánh tự động SPN-10/42, sẽ cung cấp tần số hạ cánh cho hai máy bay trong mỗi phút.

Trên máy bay S-3A sử dụng các loại phao thủy âm tìm kiếm tàu ngầm sau đây:
- sonobuoy SSQ-41 để phân tích và ghi lại các tín hiệu tần số thấp, nó có các thuộc tính của phao sonar thụ động kiểu "Jezebel" để phát hiện tầm xa, phân loại và đo góc phương vị của các nguồn bức xạ, cũng như có cả các thuộc tính của các phao sonar chủ động đo tầm xa kiểu "Julie" gài sẵn thiết bị nổ;
- phao thủy âm đo xa chủ động;
- phao định hướng thụ động phân tích tần số và ghi âm tín hiệu;
- phao đo xa của hệ thống các phao thủy âm phát lệnh chủ động;
- phao định hướng của hệ thống các phao thủy âm phát lệnh chủ động và nhiệt kế đo sâu tự nuôi, cung cấp thông tin về các profil nhiệt độ nước.

Trong các điều kiện bình thường, các sonobuoys này sẽ được tự động thả xuống theo lệnh của máy tính phù hợp với chương trình được xác định trước bởi sĩ quan điều phối chiến thuật, trắc thủ vận hành các cảm biến, hoặc {132} viên phi công thứ hai,. Ngoài ra còn có phương tiện điều khiển bằng tay dự phòng để thả 59 phao sonar từ các hầm phóng nghiêng về phía sau; sonobuoy thứ 60 được giữ lại để sử dụng trong các trường hợp khẩn cấp làm nhiệm vụ hải đăng báo hiệu vô tuyến. Nếu cần thiết, cả 59 phao sẽ được thả trong 10 giây.

Trong hai khoang vũ khí riêng biệt có điều khiển, có các bộ vũ khí tiêu diệt sau đây gắn trên bốn giá đỡ: bốn bom; bốn ngư lôi; bốn mìn, bốn bom chìm.

Trên các pylon dưới cánh có các nút treo có thể lắp đặt các phương án vũ khí sau: container chứa bảy hỏa tiễn không điều khiển LAU-68A, hoặc mười hai hỏa tiễn không điều khiển LAU-61A, hoặc mười chín hỏa tiễn không điều khiển LAU-69A , hoặc bốn hỏa tiễn không điều khiển LAU-10A / A; các khối phóng bom chiếu sáng; hai mìn, hai bom chùm.

Trên hai giá có sẵn có thể lắp đặt sáu container hỏa tiễn không điều khiển, sáu khối phóng bom chiếu sáng, sáu bom chùm, sáu bom chiến đấu, sáu bom huấn luyện.

Máy bay "Viking" có thể mang vũ khí hạt nhân.

(http://scilib-avia.narod.ru/Pavlenko1/images/133.gif)
Рис. 2.50. Палубный самолет дальнего радиолокационного обнаружения Е-2С «Хокай»

Máy bay trên hạm mang radar phát hiện tầm xa (AEW) E-2C "Hawkeye" (hình 2.50) có trọng lượng cất cánh 23.400 kg, chứa 5600 kg nhiên liệu, có tốc độ bay tối đa 600 km / h, tốc độ bay hành trình trung bình ở độ cao 7.000-9.000 m - 460 km / h, trần bay - 10.000 m. Độ dài thời gian tuần tra ở khoảng cách 370 km - 4,2 giờ.

Máy bay E-2C có hai động cơ phản lực cánh quạt (Турбовинтовой двигатель - ТВД); Turbopropeller engine - TurboProp) T56-A-422 trong bầu che khí động dưới cánh {133} có kết cấu cánh cao (высоко-расположенное крыло; high wing aircraft; aile haute), có 4 đuôi đứng. Cánh có ba xà dọc (longeron; dầm chịu lực chính; лонжерон), các sườn (stringers) bố trí dày và vỏ cánh gắn bằng đinh tán. Công-sơn cánh dài 7,8 m có thể nghiêng về sau khi đậu nhờ cơ cấu truyền động thủy lực. Các cánh mũi (Носок крыла ; Slats, Leading-edge slats; Bec de sécurité) được gắn nhờ bản lề và có thể lệch lên trên để kiểm tra mạng dây dẫn hệ thống điều khiển động cơ và cơ cấu khí nén chống đóng băng. Kết cấu cơ giới cánh (Механизация крыла; Wing Mechanization) có các cánh tà-một khe (Flaps; Закрылки) và các cánh liệng treo (Флапероны (зависающие элероны); Flaperon).

Thân máy bay là loại semi-monocoque mặt cắt ngang hình tròn khép kín. Ở phần trước bố trí cabin cho hai phi công và khoang thiết bị, ở phần giữa có ba vị trí cho các nhân viên khai thác hệ thống thể hiển tình hình chiến thuật.

Ở phần phía trên thân máy bay đặt bầu che quay của ăng-ten radar tìm kiếm. Đường kính bầu che 7,3 m, tốc độ quay - 6 vòng / phút, trọng lượng - 900 kg. Khi máy bay nằm trên tàu sân bay thì bầu che radar có thể được hạ xuống mức 0,6 m.

Cánh đuôi ngang có các bánh lái cao độ thông thường có góc ngang V = 11 °. Tất cả bốn đuôi đứng đều có các bánh lái hướng. Trong kết cấu cánh đuôi đứng có sử dụng sợi thủy tinh. Cánh mũi của cánh đuôi ngang và cánh đuôi đứng trang bị cơ cấu khí nén chống đóng băng có lớp mặt bảo vệ cao su.

Càng máy bay gồm một càng mũi có hai bánh xe (thu về phía sau) và các càng chính một bánh xe thu về phía trước vào bầu vỏ động cơ với bánh xe quay sang vị trí nằm ngang. Giảm xóc của càng là loại khí nén - thủy lực. Khí nén của bánh xe các càng chính có áp lực 1.830 kPa (khi hoạt động trên các sân bay mặt đất nó giảm tới 1470 kPa). Dưới thân đuôi máy bay có gối tụa an toàn và móc giữ.

Máy động lực là phiên bản cải tiến và mạnh hơn của động cơ T56-A-8 (3000 kW) được sử dụng trên các máy bay phiên bản trước như E-2A và E-2B. Chiều dài động cơ 3,7 m, chiều rộng - 1 m, trọng lượng (khô) - 828 kg. Cánh quạt không khí bốn cánh đường kính 4,11 m có hệ thống chống tự quay (Флюгирование). Cánh quạt được trang bị thiết bị điện chống đóng băng.

Hệ thống điều khiển tăng tốc bao gồm thiết bị truyền động thủy lực và cơ cấu tự động điều chỉnh ứng lực (автомат усилий; control force system; steuerdruckregler). Trên máy bay sử dụng hệ thống cơ điện điều khiển bay tự động, đảm bảo sự cơ động {134} của máy bay theo các tín hiệu của hệ thống hạ cánh tự động hoặc hệ thống định vị dẫn đường TACAN. Để kiểm soát độ chúi dọc, độ trượt và độ nghiêng ngang máy bay trang bị các bánh lái độ cao thông thường, các bánh lái hướng hai phần và các tấm cánh liệng (để nâng cao hiệu quả của cấu trúc cơ khí cánh khi nghiêng cánh tà sau người ta sẽ treo các tấm cánh liệng).

Trong tổ hợp thiết bị của máy bay có: hệ thống dẫn đường quán tính - Doppler cho máy bay trên hạm với radar Doppler APN -153 (V); thiết bị thu-phát của hệ thống vô tuyến định vị dẫn đường chiến thuật TACAN; la bàn vô tuyến dải sóng đề-xi-mét; hệ thống hạ cánh tự động trên tàu sân bay, máy đo cao vô tuyến; máy tính các dữ liệu khí động học; hệ thống phát hiện các mục tiêu trên không và trên mặt đất, bao gồm radar tìm kiếm AN/APS-120 có hệ thống ăng-ten trong bầu che và bộ xử lý tín hiệu radar; hệ thống phát hiện thụ động bao gồm máy hỏi (запросчик) và bộ xử lý tín hiệu (hệ thống hoạt động trong bốn băng tần, ăng-ten nằm ở thân máy bay phần mũi); hệ thống truyền thông tin dải sóng cực ngắn UKV và dải sóng ngắn KV có các thiết bị hội thoại; thiết bị của mạng liên lạc nội bộ; máy tính kỹ thuật số trung tâm đảm bảo xử lý trong quy mô thời gian thực tất cả các dữ liệu của hệ thống phát hiện, thông tin và định vị dẫn đường (dung lượng bộ nhớ 65 576 từ). Thông tin từ các hệ thống phát hiện về các tọa độ tức thời của mục tiêu (phương vị, độ cao, cự ly) được truyền đến ba bàn điều khiển giống hệt nhau nằm trong hệ thống dữ liệu chiến thuật tổng thể trên máy bay (ATDS). Tại mỗi bàn điều khiển đều có màn hiển thị chùm tia điện tử chính có đường kính 25,4 cm và màn hiển thị số-chữ trực giao bổ sung (12,7 × 12,7 cm).

(http://upload.wikimedia.org/wikipedia/commons/thumb/2/29/US_Navy_040810-N-6213R-038_An_E-2C_Hawkeye_assigned_to_the_Black_Eagles_of_Carrier_Airborne_Early_Warning_Squadron_One_One_Three_%28VAW-113%29.jpg/800px-US_Navy_040810-N-6213R-038_An_E-2C_Hawkeye_assigned_to_the_Black_Eagles_of_Carrier_Airborne_Early_Warning_Squadron_One_One_Three_%28VAW-113%29.jpg)
E-2C Hawkeye vừa rời một trong 4 máy phóng hơi nước trên USS John C. Stennis (CVN 74), ảnh chụp năm 2004.

Máy bay E-2C đảm bảo thực hiện các chức năng sau: phát hiện các mục tiêu trên không hoặc trên mặt đất, trong đó có các mục tiêu bay thấp trên nền nhiễu bề mặt địa hình địa vật mặt đất hoặc mặt biển; kiểm soát việc đánh chặn các máy bay kẻ địch; kiểm soát các máy bay tấn công trong khu vực tấn công mục tiêu mặt đất hay mặt nước; trinh sát các tàu mặt nước và các mục tiêu khác; kiểm soát không lưu trong khu vực tác chiến; tham gia hoạt động tìm kiếm cứu nạn.

Cự ly phát hiện các mục tiêu trên không bằng radar AN/APS-120 trong khi tuần tra ở độ cao 9100 m và hơn nữa là 320 km. Máy bay E-2C là phiên bản thứ ba, nó khác với máy bay E-2C ở động cơ công suất lớn hơn, thiết bị tiên tiến hơn và khung khí động {135} được gia cường khỏe hơn. Ngoài ra, chiều dài phần thân mũi máy bay được kéo dài thêm 0,6 m để chứa ăng-ten hệ thống phát hiện thụ động; các xà dọc chính phía dưới của thân máy bay và các thành phần kết cấu được gia cường, chịu được ăn mòn; khả năng chống ăn mòn của khung khí động được cải thiện bằng cách áp dụng lớp phủ epoxy- acrylic và polyurethane; hệ thống làm mát bằng chất lỏng các linh kiện của radar, cũng như hệ thống thủy lực và các hệ thống khác đã được sửa đổi.

Chương trình sửa đổi tiếp theo của máy bay E-2G dự kiến phát triển radar mới của hệ thống phát hiện AN/APS-125, áp dụng hệ thống cải tiến xử lý tín hiệu radar trong điều kiện có nhiễu và thiết bị đối kháng vô tuyến điện tử.
........

(tiếp)

2.3. Thông số kỹ thuật và đặc điểm cấu trúc máy bay hải quân trên hạm cất-hạ cánh thẳng đứng (cất-hạ cánh ngắn)

Chiếm vị trí đặc biệt trong số các máy bay hải quân trên hạm là các máy bay cất cánh và hạ cánh thẳng đứng. Việc ứng dụng các máy bay nói trên cho phép đảm bảo chúng đóng căn cứ được trên các tàu có lượng choán nước nhỏ rẻ hơn nhiều so với các tàu sân bay. Ví dụ, đóng căn cứ trên tàu chở máy bay "Invincible" của Anh có lượng choán nước toàn thể 19.800 tấn không có một máy phóng hoặc đai hãm đà hạ cánh nào, là các máy bay VTOL loại "Harrier", và chúng được sử dụng rộng rãi trong cuộc xung đột Anh-Argentina tại khu vực quần đảo Falkland để tiêu diệt các mục tiêu trên không và trên mặt đất. Ở Anh, người ta đã tiến hành các hoạt động nghiên cứu và phát triển, đánh giá tính khả thi của việc chế tạo một loại tàu hoàn toàn mới, có kích thước của một chiếc tàu tuần tra và có khả năng mang tám máy bay cất-hạ cánh thẳng đứng "Sea Harrier" hoặc tám máy bay trực thăng chống tàu ngầm "Sea King", hoặc hồn hợp các loại máy bay này nhưng không quá tám chiếc. Con tàu được đặt gọi là "Harrier Carrier". Các đặc điểm chính của con tàu có lượng choán nước chỉ 6.000 tấn, dài 137 mét, là nó sẽ là tàu chở máy bay nhỏ nhất và rẻ nhất có khả năng giải quyết các nhiệm vụ mà các tàu sân bay lượng choán nước tương đối lớn phải đối mặt. Tàu "Harrier Carrier" nên có tốc độ tối đa 25... 30 hải lý và đội ngũ nhân viên 250 người. Sàn bay không chéo dài 137 m đủ để "Sea Harrier" cất cánh {136} với tải trọng chiến đấu tối đa khi tàu đang di chuyển ở tốc độ 10 hải lý ngược gió. Chiều rộng sân cất-hạ cánh là 12 mét phía mạn trái. Đằng sau cấu trúc thượng tầng người ta tính sẵn sân đậu cho 3 máy bay. Ở vị trí máy bay VTOL bắt đầu có đặt sẵn thiết bị neo gắn vào càng máy bay. Điều này tạo khả năng đưa lực đẩy động cơ lên mức tối đa, và sau đó bắt đầu quá trình cất cánh với đoạn chạy lấy đà ngắn. Phía trước cấu trúc thượng tầng, nằm về phía đường băng cất-hạ cánh người ta thiết kế một khu vực có lưới chắn để phân tán khí xả động cơ khi máy bay VTOL cất cánh và hạ cánh thẳng đứng. Máy bay có thiết bị neo nhanh điều khiển từ buồng lái. Sự hiện diện của một thiết bị như vậy cho phép máy bay VTOL cất cánh trong các điều kiện bất lợi khi tàu bị nhồi lắc, khi không thể cất cánh chạy đà ngắn. Việc hạ cánh luôn luôn được thực hiện theo chiều đứng và gần tâm điểm của sàn, nơi ít cảm thấy bị lắc nhất.

Năm 1983 xảy ra một trường hợp bất thường với máy bay "Sea Harrier". Một phi công trẻ của Hải quân Anh đã cất cánh trên máy bay "Sea Harrier" từ tàu sân bay "Illustrious" ở Đại Tây Dương. Vào cuối chương trình bay, phi công phát hiện các thiết bị định vị dẫn đường và liên lạc không làm việc. Khi nhiên liệu trên máy bay VTOL đã sắp cạn, phi công nhìn thấy một con tàu không xác định, mà hóa ra là tàu hàng Tây Ban Nha vận chuyển container "Alraigo" độ choán nước 2300 tấn, boong trên của nó chất đầy các container. Phi công đã hạ cánh thành công chiếc "Sea Harrier" của mình trên bốn container cùng liên kết với phần giữa tàu, được hướng dẫn chỉ bởi các tín hiệu thị giác đánh lên của các thành viên thủy thủ đoàn. Điều này được thực hiện trên một diện tích ít hơn 4-5 lần so với yêu cầu trong hướng dẫn hạ cánh khẩn cấp khi biển động cấp 5. Trường hợp này cho thấy khả năng lớn lao trong việc sử dụng máy bay VTOL trên các tàu lượng giãn nước nhỏ và có các kích thước sàn boong cũng nhỏ.

(http://upload.wikimedia.org/wikipedia/commons/thumb/8/81/USS_John_C._Stennis_%28CVN-74%29_%26_HMS_Illustrious_%28R_06%29.jpg/800px-USS_John_C._Stennis_%28CVN-74%29_%26_HMS_Illustrious_%28R_06%29.jpg)
USS John C.Stennis và HMS Illustrious trong vịnh Ba Tư năm 1998

Máy bay hải quân trên hạm cất-hạ cánh thẳng đứng (КСВВП - корабельный самолёт вертикального взлёта и посадка) cần phải được sử dụng thành công như nhau từ trên tàu chiến cũng như từ các sân đậu mặt đất, vì chúng phải đảm bảo cho các chiến dịch đổ bộ của Thủy quân lục chiến. Chúng cũng cần phải có khả năng chuyển cứ nhanh chóng từ một trong các căn cứ viễn chinh sang các căn cứ khác mà không làm phức tạp bao nhiêu khâu hậu cần đảm bảo, cũng như không thực sự làm giảm sút khả năng chiến đấu của chúng. Kinh nghiệm chiến đấu và nhiều nghiên cứu tác chiến ở mức trung đội và đại đội tại nước ngoài cho thấy thời gian cung ứng các loại vũ khí cũng {137} quan trọng chẳng khác gì sức mạnh hỏa lực. Rõ ràng, trọng lượng của vũ khí sẽ không có ý nghĩa, và bản thân chúng sẽ trở nên vô dụng nếu tại thời điểm cung ứng đến nơi thì bộ đội trên mặt đất đã thắng trận hoặc đã thua trận. Thời gian này được ước tính có độ lớn đến 10 phút. Trong sử dụng máy bay cất-hạ cánh thẳng đứng để yểm trợ đường không cho quân đổ bộ người ta chia ra ba giai đoạn. Giai đoạn đầu tiên - yểm trợ đường không được thực hiện từ vị trí đóng quân chính trên tàu chiến (căn cứ cơ bản). Giai đoạn thứ hai - cùng với căn cứ hải quân chính bắt đầu việc đặt căn cứ tác chiến chiến dịch trên các sân đậu xây dựng trên bờ. Giai đoạn thứ ba - căn cứ chính được chuyển vào bờ và được sử dụng cũng như trước đây khi nó đóng trên biển.

Ở giai đoạn đầu tiên căn cứ chính là tàu chiến (tàu chở máy bay, tàu chở trực thăng). Các chuyến bay của máy bay VTOL bay tới các mục tiêu trên bờ biển thực hiện trực tiếp từ tàu, và chúng quay trở lại tàu để tiếp nhiên liệu, đạn dược, bảo dưỡng kỹ thuật. Ở giai đoạn này, trên bờ biển, tại những nơi có thể tiếp cận tiền duyên khu vực chiến sự, bắt đầu xây dựng các sân đỗ tiền phương. Chúng sau đó có thể được sử dụng bởi các máy bay VTOL bay đến từ các căn cứ hải quân, làm các sân bay "nhảy cóc" (nơi chờ đợi trên mặt đất) để cất cánh từ cự ly gần tới mục tiêu, sau đó quay về tàu nạp dự trữ vật chất và bảo dưỡng. Một hoặc một số các sân dã chiến này dự kiến sẽ được chuyển đổi trong tương lai thành các căn cứ chiến dịch hoặc căn cứ chính. Được sử dụng như các sân bay tiền tuyến là các đoạn đường cao tốc phù hợp, các dải đất nhỏ phủ các tấm kim loại làm sẵn tháo-lắp được và các diện tích nhỏ có lớp phủ cứng. Chúng nên được bố trí gần tuyến trước, để giảm thời gian phản ứng khi yểm trợ các lực lượng mặt đất. Ở giai đoạn thứ hai các căn cứ chiến dịch sẽ được triển khai. Tàu chiến trong giai đoạn này sẽ tiếp tục phục vụ như là căn cứ chính, nhưng ngoài ra, nó còn làm nhiệm vụ của căn cứ đảm bảo hậu cần chiến dịch. Máy bay VTOL sẽ thực hiện cất cánh từ căn cứ chính cũng như từ căn cứ chiến dịch. Không phụ thuộc việc cất cánh từ căn cứ nào, máy bay có thể quay về bất kỳ loại căn cứ nào để nạp vũ khí và nhiên liệu. Ở giai đoạn này, số lượng các sân bay tiền tuyến tiếp tục gia tăng. Kết quả là sẽ đạt được cự ly tối thiểu có thể tới mục tiêu và sử dụng rất linh hoạt các máy bay VTOL. Trong giai đoạn thứ ba thì căn cứ chính đã lên bờ và nó sẽ thực hiện tất cả các chức năng như căn cứ hải quân chính. Số lượng các căn cứ chiến dịch {138} và các sân bay tiền tuyến sẽ tăng lên. Các chuyến bay sẽ được vận hành: từ căn cứ chính đến các mục tiêu; từ căn cứ chính tới các căn cứ cơ động chiến dịch và các sân bay tiền duyên; từ các sân bay tiền duyên tới các mục tiêu với việc trở về bổ sung vũ khí, tiếp nhiên liệu, bảo dưỡng kỹ thuật tại căn cứ chính và các căn cứ cơ động chiến dịch. Điều này, theo quan điểm của các chuyên gia nước ngoài chính là sơ đồ nguyên tắc sử dụng các máy bay VTOL trong các chiến dịch đổ bộ. Nó thay đổi tùy thuộc vào các hoàn cảnh cụ thể và đảm bảo sự linh hoạt trong việc sử dụng không quân trong các chiến dịch kể trên.

Máy bay VTOL có khả năng đóng căn cứ hoàn toàn trên đất liền. Thứ nhất, chúng ít bị tổn thương hơn tại nơi đóng căn cứ. Trong điều kiện bình thường, máy bay VTOL có thể được sử dụng từ các sân bay trang bị đầy đủ theo cách thông thường. Khi cần, chúng có thể được phân tán nhanh chóng trên các sân bay nhỏ: các sân có thể tiếp tế hoặc không tiếp tế với vũ khí, nhiên liệu và các vật chất khác được dự trữ từ trước. Tại các sân bay như vậy máy bay VTOL có thể được ngụy trang tốt, việc phòng vệ chúng là không cần thiết hoặc thậm chí không mong muốn. Các máy bay bình thường (chạy đà bình thường khi cất cánh và xả đà khi hạ cánh) gắn hoàn toàn với căn cứ cơ bản và với đường băng kích thước lớn của nó. Đường băng này rất dễ bị tổn thương, nó không thể ngụy trang được và trước hết nó là một mục tiêu được nhắm sẵn. Ngay cả khi các máy bay tại một căn cứ như vậy được ở trong các hầm trú ẩn kiên cố và khi căn cứ bị tấn công chúng sẽ vẫn không bị hư hại, thì đường băng chắc chắn sẽ hư hỏng đáng kể và các chuyến bay của máy bay sẽ là không thể. Trong thời gian sửa chữa đường băng, các máy bay nằm trong hầm trú ẩn sẽ bị tấn công. Máy bay cất-hạ cánh thẳng đứng khi bị đe dọa tấn công và thậm chí cả khi căn cứ bị tấn công có thể nhanh chóng phân tán sang các sân đậu dã chiến trong vòng bán kính 150 ... 200 km. Sau khi căn cứ chính hết bị ảnh hưởng khi đó máy bay VTOL có thể quay về hay ở lại các sân dã chiến.

Thứ hai, do khả năng đặt căn cứ của các máy bay cất cánh và hạ cánh thẳng đứng gần tiền tuyến, tầm bay của chúng đóng một vai trò nhỏ so với tầm bay của các máy bay thông thường cất cánh từ các đường băng dài có lớp phủ mặt rắn với số lượng nhỏ hơn nhiều, nghĩa là các đường băng nằm thực sự cách xa tuyến mặt trận. Do các máy bay VTOL đóng căn cứ gần tiền tuyến, các chuyến bay của chúng đến mục tiêu, tức là thời gian phản ứng của chúng {139} nhỏ hơn khá nhiều so với máy bay thông thường. Để lấy ví dụ trong một khu vực cụ thể, Hoa Kỳ đã xem xét khả năng kịp thời phản ứng của máy bay thông thường và máy bay cất cánh và hạ cánh thẳng đứng. Thực tế cho thấy rằng đối với máy bay thông thường đã có được 2 sân bay với tầm bay 240 km tới mục tiêu. Kết quả là, kể từ khi có lệnh gọi các máy bay này có thể xuất hiện sau 30 phút. Số lượng các sân đậu trên cùng khu vực này để máy bay VTOL đóng căn cứ là 18. Khoảng cách từ sân đậu xa nhất đến mục tiêu là 78 km, còn thời điểm xuất hiện các máy bay VTOL - nhỏ hơn 10 phút. Ngoài ra, máy bay VTOL có thể ở trong trạng thái sẵn sàng cất cánh tại các sân đậu trong khu vực chiến sự mà không cần phải dành nhiều thời gian bay trong chế độ tuần tra, do đó giảm đáng kể lượng tiêu thụ nhiên liệu và tuổi thọ của động cơ máy bay. Do máy bay VTOL đóng gần tiền tuyến, chúng có thể cất cánh với tải trọng chiến đấu tối đa, còn ở máy bay thông thường, càng yêu cầu tầm bay xa thì tải trọng chiến đấu của nó càng nhỏ hơn, vì nó làm tăng lượng dự trữ nhiên liệu cần thiết. Kết quả là, các máy bay VTOL có thể mang theo một lượng lớn các loại vũ khí cho 1 giờ bay.
.........

(tiếp)

Máy bay cất cánh và hạ cánh thẳng đứng có thể thực hiện hạ cánh trong điều kiện thời tiết bất lợi hơn so với máy bay thông thường. Điều đó có cơ sở ở quá trình chuyển đổi trong vòng 1 km trước khi tiếp đất thì máy bay sẽ bay cùng với việc quay vector lực đẩy và việc thực hiện bay bằng các lực khí động học và thành phần vector lực đẩy của thiết bị động lực. Kết quả là giảm được tốc độ di chuyển của máy bay VTOL trong chế độ hạ cánh cho đến khi máy bay treo lơ lửng trước khi hạ cánh.

Tư tưởng đóng căn cứ của máy bay VTOL kiểu trên bộ về cơ bản cũng là tư tưởng đã mô tả trước đây đối với máy bay VTOL trên hạm, ngoại trừ căn cứ cơ bản trong giai đoạn ứng dụng chiến đấu ban đầu không phải là trên tàu chiến mà là trên cạn.

(http://scilib-avia.narod.ru/Pavlenko1/images/142.gif)
Рис. 2.51. Корабельный СВВП «Си Харриер»

Hình 2.51. Máy bay trên hạm cất-hạ cánh thẳng đứng "Sea Harrier"

Máy bay VTOL với một động cơ phản lực hai luồng khí nâng-hành trình "Harrier" do một công ty Anh chế tạo, được đưa vào sản xuất hàng loạt và đã được quyết định trang bị cho Không lực Anh. Đặc tính thực sự quan trọng nhất của máy bay "Harrier" nằm ở việc sử dụng thiết bị động lực là một động cơ phản lực duy nhất không đốt sau vừa nâng vừa hành trình có bốn ống xả quay được nằm ở hai bên thân máy bay. Việc quay ống xả đảm bảo tạo ra, bởi vẫn một động cơ tương tự trên, {140} tất cả các lực đẩy theo phương ngang và các lực đẩy theo phương đứng cũng như bất kỳ lực đẩy có hướng trung gian nào. Từ chính động cơ này mà thu được không khí nén từ máy nén khí cho hệ thống (dòng) khí động (phản lực) điều khiển máy bay VTOL lúc cất cánh và hạ cánh. Như vậy, lực đẩy của động cơ nâng-hành trình máy bay VTOL "Harrier" luôn luôn có thể lớn hơn khối lượng máy bay trong các chế độ cất cánh và hạ cánh thẳng đứng, trong các chế độ chuyển tiếp của chuyến bay. Và chỉ khi cất cánh có chạy đà ngắn thì lực đẩy của động cơ phản lực cánh quạt đẩy nâng-hành trình mới nhỏ hơn trọng lượng của máy bay, bởi vì việc cất cánh được thực hiện với giá trị khối lượng tối đa có thể của khối lượng máy bay VTOL.

Theo cùng một khuôn mẫu như vậy người ta đã chế tạo ra máy bay VTOL trên hạm "Sea Harrier" (hình 2.51) - kết cấu cánh cao dạng cụp xuôi (hình thang trên mặt bằng với phần mút cánh vê tròn ). Do máy bay "Sea Harrier" sẽ cất cánh và hạ cánh theo chiều thẳng đứng hoặc bằng cách thay đổi hướng vector lực đẩy mà cất cánh và hạ cánh với đường băng ngắn, nên nó không đòi hỏi phải có diện tích cánh lớn để cất cánh và hạ cánh. Diện tích cánh trong trường hợp này sẽ được lựa chọn dựa trên sự cần thiết phải đảm bảo cơ động bay ở các tốc độ trước âm. Diện tích cánh máy bay "Sea Harrier" chọn là 18,68 m2, sải cánh 7,7 m. Tải trọng riêng trên cánh khi cất cánh ngắn là 5950 N/m2. Điều đó cho phép giảm trọng lượng kết cấu cũng như sức cản trong các chế độ bay chủ yếu. Vì máy bay "Sea Harrier" cần phải bay ở các chế độ tới hạn, tại một số tổ hợp nhất định của tốc độ và độ cao bay, nó sẽ cơ động ở các góc tấn, các góc tấn lớn bắt đầu có sự gián đoạn ở bề mặt trên của cánh. Loại cánh này cho phép nó cơ động ở các góc tấn, các góc lớn bắt đầu có sự gián đoạn, với việc sử dụng các biện pháp đảm bảo tính điều khiển tốt và sự ổn định cần thiết. Từ một loạt các nghiên cứu phức hợp, cánh máy bay "Sea Harrier" đã đưa vào áp dụng: profil siêu tới hạn, hai vấu, hệ thống tạo xoáy (turbulator; турбулизатор). Kết quả là, lực nâng được sử dụng trên máy bay lớn hơn đáng kể so với giá trị mà tại đó bắt đầu có sự gián đoạn (tách) dòng chất lưu từ bề mặt trên của nó.

Cần lưu ý rằng hệ số nâng được sử dụng trên cánh máy bay "Sea Harrier" tăng lên khi nghiêng cánh tà sau ở một góc trung gian trong quá trình cơ động. Vì thế, máy bay trong dải tốc độ bay tương ứng với trị số M = 0,5 ... 0,9, có hệ số lực nâng được sử dụng {141} (CyM2) cao hơn các máy bay khác cùng nhiệm vụ tương ứng. {142}

(http://scilib-avia.narod.ru/Pavlenko1/images/144.gif)
Рис. 2.52. Конструкция крыла самолета «Си Харриер»:
1, 2 — левая и правая консоли крыла; 3 — закрылки; 4 — элероны; 5 — перегоночная законцовка крыла; 6 — законцовка для боевого варианта; 7, 8, 9 — верхние панели; 10, 11 — нижние панели

Hình 2.52. Kết cấu cánh máy bay "Sea Harrier":
1,2 - console cánh trái và phải; 3 - cánh tà sau; 4 - các tấm cánh phụ; 5 - cánh mút (khi bay ở phương án đạt tầm xa tối đa); 6 - cánh mút cho phương án chiến đấu; 7,8,9 - các tấm pa-nen trên; 10,11 - các tấm pa-nen dưới

Về kết cấu cánh có cấu trúc đơn khối (hình 2.52), bao gồm console trái 1 và phải 2 kết nối với trục dọc máy bay. Cánh - có 3 xà dọc chính. Hộp cánh kéo dài từ sườn trục cho đến đầu mút cánh, gắn vào đó là trụ tựa của càng máy bay. Hộp cánh tạo thành khoang-thùng chứa nhiên liệu, chiếm một nửa sải cánh, hạn chế về mặt trước và sau bằng các thành xà chính. Ba tấm phía trên 7, 8, 9 và hai tấm phía dưới 10, 11 của vỏ cánh được làm dưới dạng các tấm phay nguyên khối để đảm bảo độ cứng theo sải cánh và cung cánh. Cấu trúc cánh được xác định trên cơ sở tải trọng hiện có: phần bên trong được tính toán với các tải trọng cơ động ở các phương án treo vũ khí tác chiến khác nhau, phần công-xơn được tính toán với tải trọng từ các trụ tựa càng và tải trọng bay khi lắp các bộ phận cánh mút 5. Trên máy bay "Sea Harrier" có thiết kế hai cánh mút (winglets; законцовка крыла): một là cánh mút nhỏ 6 để sử dụng trong phương án máy bay chiến đấu và thứ hai là cánh mút 5 có diện tích lớn hơn nhằm tăng diện tích và chiều dài cánh trong phương án tầm bay lý thuyết lớn nhất (Перегоночная дальность полёта; Ferry range). Trong phần mũi cánh có đặt các đường ống của hệ thống thủy lực, các đường ống dẫn không khí của hệ thống phản lực điều khiển máy bay và lực đẩy của hệ thống kiểm soát các tấm cánh phụ aileron. Tại bốn vị trí của hộp cánh có lắp đặt các nút liên kết các pylon bên trong và bên ngoài để treo các tải trọng chiến đấu hoặc các thùng nhiên liệu dung tích 455 lít hoặc trên các pylon bên trong - dành cho các thùng thùng nhiên liệu chuyên dụng khi bay xa ở mức tối đa dung tích 1.500 lít. Các pylon có trong kết cấu của nó cơ cấu vứt bỏ tải trọng cưỡng bách.

Ở phần sau của cánh từ thân máy bay đến các trụ càng bánh xe có bố trí các cánh tà sau 3 và cánh phụ 4. Cánh tà và cánh phụ (aileron) có lớp lót bằng kim loại cấu trúc tổ ong trên toàn bộ chiều cao kết cấu. Giữa các cánh tà và cánh phụ có đường ống dẫn để xả nhiên liệu khẩn cấp khỏi các thùng nhiên liệu trong cánh và treo ngoài.

Thân máy bay - hoàn toàn bằng kim loại kết cấu kiểu semi-monocoque. Nó chia thành ba phần: phần mũi, phần giữa và phần đuôi. Tính liên tục của kết cấu để tiếp nhận các mô-men lực được đảm bảo bởi các xà dọc chính (longerons), bố trí phía dưới phần dưới cánh theo toàn bộ chiều dài thân máy bay. Trong thân máy bay phần mũi người ta bố trí cabin kín của phi công. Phía trước nó là một hình nón có mũi ngắn, trong đó đặt các thiết bị gồm thiết bị điện tử, giá gá PSS (Pitot-static system; ПВД - Приёмник возду́шного давле́ния) và miệng phun phản lực điều khiển phía trước {143}. Ở phần mũi của thân máy bay có bố trí một khoang càng trước.

(http://upload.wikimedia.org/wikipedia/ru/thumb/2/29/%D0%9F%D1%80%D0%B8%D1%91%D0%BC%D0%BD%D0%B8%D0%BA%D0%B8_%D0%B2%D0%BE%D0%B7%D0%B4%D1%83%D1%88%D0%BD%D0%BE%D0%B3%D0%BE_%D0%B4%D0%B0%D0%B2%D0%BB%D0%B5%D0%BD%D0%B8%D1%8F.JPG/800px-%D0%9F%D1%80%D0%B8%D1%91%D0%BC%D0%BD%D0%B8%D0%BA%D0%B8_%D0%B2%D0%BE%D0%B7%D0%B4%D1%83%D1%88%D0%BD%D0%BE%D0%B3%D0%BE_%D0%B4%D0%B0%D0%B2%D0%BB%D0%B5%D0%BD%D0%B8%D1%8F.JPG)
Ví dụ các đầu thu áp suất không khí thuộc hệ thống PSS của tiêm kích Rafale
.........

(tiếp)

Ở phần giữa thân máy bay bố trí cánh, động cơ nâng-hành trình, các miệng xả quay được, cửa hút khí, 5 khoang-thùng chứa nhiên liệu, càng chủ, pháo bên trái và bên phải, hệ thống thiết bị, các đường gờ dọc tháo lắp được. Thân máy bay phần này tiếp nhận các tải lớn nhất. Phần thân giữa máy bay có tiết diện hình dạng chữ U, phần trên để mở. Qua nó mà người ta đặt vào và tháo gỡ động cơ. Động cơ được gắn vào khung ngang bằng ngõng trục bên trái và phải bố trí gần tâm khối lượng của động cơ, cũng như bằng các thanh kéo bên trái và bên phải ở mặt sau các đường ống xả vào các mặt bích của ổ trục đỡ sau của miệng phễu xả. Khí thải và không khí từ động cơ đi qua hai cặp phễu phun quay được (phía trước - dẫn không khí từ chu trình thứ hai và phía sau - khí thải sau tua-bin động cơ), thoát ra khỏi thân thông qua bốn lỗ lớn tăng cường ở phía sườn của thân máy bay. Các phếu phun xoay phía trước mà khí nén qua đó sau quạt trong chu trình thứ hai của động cơ, được gắn vào kết cấu thân máy bay nhờ một ổ trục cầu một hàng. Phếu phun quay phía sau mà khí thải nóng đi qua, được gắn vào động cơ cũng bằng ổ trục cầu như vậy và không gắn với kết cấu thân. Vỏ của thân máy bay từ sườn phải và trái trong khu vực các miệng phun quay phía sau được bảo vệ bởi các tấm chắn thép không gỉ có hệ số giãn nở thấp. Cấu trúc thân máy bay trong khu vực phần đốt nóng của động cơ được bảo vệ bởi vách chắn nhiệt làm từ lá titan mỏng khỏi dòng nhiệt của động cơ.

Càng trước được gắn vào phần trung tâm của thân máy bay. Nó được giấu đi khi bay, và bánh xe được đưa vào khoang phần trước và khoang phần giữa thân máy bay. Càng chính cũng được gắn vào phần trung tâm của thân máy bay, thu vào khi bay trong khoang càng nằm phía sau động cơ. Ở phía dưới thân máy bay giữa các càng mũi và càng chủ có lắp pylon chính để treo tải trọng chiến đấu. Trên các sườn của nó có các nút gắn để treo các container pháo. Sau khoang càng chủ và thùng nhiên liệu phía sau có lắp đặt các thiết bị mà phần lớn trong số đó nằm trên giá hai ngăn. {145}

Ở phần trung tâm thân máy bay bố trí các cửa hút không khí bên cạnh sườn để hút không khí và động cơ phản lực nâng-hành trình. Các cửa hút không khí có ảnh hưởng đáng kể đến kết cấu và các đặc tính bay của máy bay.
Để cất cánh và hạ cánh cửa hút không khí đòi hỏi một lượng tiêu thụ không khí lớn và tổn thất áp suất nhỏ. Điều này có nghĩa cửa hút phải có kích thước lớn và hình dạng lớn với dòng khí luân chuyển trơn tru, tức là nó phải có các mép dày ở của vào. Tuy nhiên, của hút như thế sẽ tạo sức cản lớn ở các tốc độ bay cao. Một điều cũng quan trọng là của hút khí phải có được khối lượng tối thiểu.

Các yêu cầu cao nhất đối với cửa hút không khí của máy bay "Sea Harrier" là trong chế độ cất cánh thẳng đứng khi động cơ làm việc ở chế độ tối đa. Trong những điều kiện đó tổn thất áp suất không khí toàn phần trong cửa hút khí 1 % sẽ dẫn đến sụt giảm lực đẩy trong động cơ nâng-hành trình khoảng 2% và tương ứng sẽ giảm tầm bay 12% (khi khối lượng nhiên liệu tương đối là 17%). Sự gia tăng tổn thất áp suất 8% sẽ dẫn đến không có khả năng cất cánh thẳng đứng.

Các nghiên cứu lý thuyết và thực nghiệm cho thấy tổn thất ở lối vào cửa hút khí có mép vê tròn phụ thuộc vào tương quan diện tích họng cửa hút khí Fg với diện tích tiết diện mép Fgub và trị số Mg ở họng cổ hút khí. Đối với một tốc độ dòng chảy vào họng cổ hút khí cho trước Mg thì tổn thất áp suất toàn phần tại lối vào cửa hút khí σvh hoàn toàn phụ thuộc vào tương quan giữa diện tích tiết diện họng cửa hút với diện tích tiết diện mép cửa hút, thêm nữa khi tương quan này tăng lên (giảm diện tích mặt cắt ngang mép với một diện tích tiết diện họng định trước) thì σvh được giảm xuống, tức là tổn thất áp suất toàn phần tăng lên.

Ví dụ, khi trị số Mg = 0,7 ... 0,67 trong họng cửa hút gió máy bay thì hệ số giữ áp suất toàn phần sẽ bằng 0,82 đối với các cạnh sắc của cửa hút khí Fg / Fgub = ∞, bằng 0,88 với Fg / Fgub = 8,0, bằng 0,96 với Fg/Fgub = 2.0 và bằng 0.99 với Fg / Fgub = 0,5. Điều này có nghĩa là để đạt được tổn thất nhỏ ở phần đầu vào của cửa hút khí cần phải có diện tích mặt cắt ngang mép (vỏ), hai lần lớn hơn diện tích họng cửa hút gió. Nhằm mục đích này, trên máy bay P.1127 - kẻ tiền nhiệm của máy bay "Harrier" - người ta sử dụng bọc cao su đàn hồi chứa đầy không khí và chúng sẽ đảm bảo có được mép tròn cho cửa hút khí với bán kính lớn, { 146 } nghĩa là đảm bảo các giá trị nhỏ trong tương quan giữa diện tích mặt cắt ngang họng hút với diện tích mặt cắt ngang mép cửa hút. Rõ ràng giải pháp này có công tác bảo trì tốn kém hơn, do đó trên máy bay người ta thực hiện một giải pháp đơn giản hơn kết hợp việc sử dụng các kênh bổ sung trên vỏ cửa hút khí. Giải pháp này khi định hình tốt các kênh dẫn vào dòng bổ sung ngang giá với việc tăng thêm diện tích mặt cắt ngang miệng vỏ. Do đó, việc làm tròn các cạnh phía trước của cửa hút không khí được lựa chọn từ điều kiện làm việc có kết quả ở các tốc độ bay trước âm lớn, còn trong các chế độ cất cánh và hạ cánh thì cửa hút không khí bổ sung dưới dạng các kênh trên vỏ động cơ sẽ làm việc. Đối với việc vận hành các cửa hút không khí đó người ta sử dụng các cánh bản lề đơn giản, mở ra dưới ảnh hưởng của không khí bị loãng, tức là khi áp suất bên trong kênh nhỏ hơn so với áp suất xung quanh, và đóng lại ở các tốc độ bay khi áp suất bên trong cửa hút không khí tăng cao hơn áp suất khí quyển. Điều này cho phép đạt được σvh = 0.97 ... 0.99 ở chế độ cất cánh. Khi cất cánh động cơ nâng-hành trình có lưu lượng không khí tiêu thụ là cao nhất. Khi bay trên mặt đất hoặc ở các độ cao tương đối thấp thì lực đẩy đòi hỏi tương đối nhỏ và tương ứng lượng tiêu thụ không khí thấp. Kết quả là hầu hết không khí chảy qua lối vào xung quanh cửa hút không khí. Do đó ở các tốc độ trước âm lớn tại các độ cao thấp, không khí chảy trên bề mặt ngoài của vỏ có thể đạt đến vận tốc siêu âm khá đáng kể. Vào cuối khu vực siêu âm sẽ phát sinh một bước đột biến về độ nén rất mạnh. Theo mức độ gia tăng sự chuyển tràn bước nhảy đột biến về mật độ, sẽ xảy ra và gia tăng việc tách lớp biên. Điều đó dẫn đến sức cản sẽ rất lớn. Các nghiên cứu cho thấy khả năng lựa chọn một hình thức vê tròn các cạnh phía trước và tạo nên hình dạng ngoài của vỏ thiết bị để sao cho các dòng chảy bên ngoài sẽ có tốc độ siêu âm trong một khu vực giới hạn và bị giữ chậm xuống các tốc độ trước âm nhằm hình thành bước nhảy yếu về mật độ và sức cản của một cửa hút không khí như vậy sẽ không lớn hơn bao nhiêu so với khi chảy bao quanh nó ở tốc độ trước âm. Điều này được sử dụng khi chế tạo cửa hút không khí của máy bay "Harrier". Để ngăn chặn việc tách dòng chảy từ thân máy bay ở lối vào cửa hút khí người ta áp dụng khe thoát cho lớp biên với lối ra của nó nằm phía sau đèn pha.

(http://scilib-avia.narod.ru/Pavlenko1/images/148.gif)
Рис. 2.53. Газодинамическая система управления самолета «Си Харриер»:
1, 2 — трубопровод подвода сжатого воздуха к переднему соплу; 3 — крыльевые трубопроводы; 4 — трубопровод подвода сжатого воздуха к заднему соплу

Hình 2.53. Hệ thống khí động học điều khiển máy bay "Sea Harrier":
1,2 - đường ống dẫn khí nén tới phễu phun trước; 3 - đường ống dẫn trong cánh; 4 - đường ống dẫn khí nén tới phễu xả sau

Phần đuôi thân máy bay có độ thu vào lớn. Gắn vào đó là đuôi đứng và đuôi ngang điều khiển được, dầm đuôi với các ống phun phản lực điều khiển máy bay {147} về hướng và độ chúi, đuôi đứng dưới thân, phanh không khí (hãm gió). Đuôi nằm ngang kết cấu đơn khối với góc âm có tiết diện hình chữ V (-15 °). Chúng có hai xà dọc chính. Phần đuôi ngang nằm phía sau xà chính sau có kết cấu phân lớp với lớp lót cấu trúc tổ ong bằng hợp kim nhôm. Đuôi đứng - kết cấu nhiều xà dọc. Bánh lái hướng kết cấu đa lớp với lớp lót cấu trúc tổ ong bằng hợp kim nhôm.

Trên máy bay sử dụng kết cấu càng thu vào kiểu xe đạp. Nó gồm có trụ trước, trụ chính và hai trụ dưới cánh. Trụ trước — tự định hướng với một bánh xe. Trụ chính có một cặp bánh xe. Trụ chính và trụ mũi không có khuỷu và trong tư thế thả càng chúng tựa bằng các vấu trục vào phần trên mỗi trụ tham gia vào nút kết cấu thân. Các trụ dưới cánh — kết cấu một bánh xe tự định hướng.

Hệ thống điều khiển máy bay "Sea Harrier" để bổ sung cho hệ thống truyền thống, đảm bảo sự kiểm soát máy bay trong chuyến bay nhờ các tấm aileron, cánh đuôi ổn định ngang và bánh lái hướng, nó còn có hệ thống điều khiển phản lực (khí động học) {148} (hình 2.53), làm việc ở các chế độ cất cánh và hạ cánh thẳng đứng và ở các tốc độ ít có xu hướng tiến triển, nghĩa là ở các chế độ bay chuyển tiếp, cũng như hệ thống kiểm soát tư thế của các miệng xả quay được của động cơ. Hệ thống điều khiển phản lực hoạt động bằng khí nén được lấy ra từ động cơ phản lực "Pegasus", và bao gồm hệ thống hút không khí (bật và tắt); các đường ống dẫn khí nén đến các miệng phun tương ứng, các miệng phun trước và sau điều khiển độ chúi, miệng phun phía sau điều khiển hướng, hai miệng phun trên cánh điều khiển độ nghiêng ngang và thanh điều khiển liên kết với hệ thống điều khiển chính. Hệ thống điều khiển hướng vector lực đẩy của động cơ bao gồm mô-tơ thủy lực, các trục đồng bộ trước và sau, chuỗi cơ cấu truyền động của các miệng phun.

Máy bay lắp một động cơ phản lực turbofan nâng-hành trình "Pegasus" 104 có khả năng quay vector lực đẩy, có lực đẩy tối đa 96 kN. Trọng lượng cất cánh tối đa 8.900 kg khi cất cánh thẳng đứng và 11.325 kg khi cất cánh ngắn. Khối lượng tối đa của tải trọng chiến đấu khi cất cánh ngắn với với chiều dài đường chạy đà 480 m là 2270 kg. Tốc độ bay tối đa trên đất liền 1160 km / h, trần bay 15.240 m, bán kính chiến đấu khi cất cánh thẳng đứng với tải trọng chiến đấu 1360 kg là 92 km. Máy bay "Sea Harrier" đang được sản xuất hàng loạt. Trước khi đưa vào sản xuất đại trà người ta đã trải qua một quá trình dài phát triển thiết kế, thử nghiệm và làm chủ các sơ đồ của máy bay. Nhằm mục đích này ban đầu người ta chế tạo mẫu máy bay thử nghiệm P.1127, đưa vào mẫu đó gần như tất cả các tính năng của đề án máy bay "Harrier". Từ đầu năm 1961 đến năm 1963 đã tiến hành các chuyến bay thử nghiệm và hoàn thiện máy bay P.1127. Trong năm 1963 máy bay được trang bị một cánh xuôi mới và động cơ "Pegasus" 5 có lực đẩy 68 kN. Chiếc máy bay này được đặt tên là "Kestrel" F.G.A.Mk 1. Trong các năm 1964-1965 đã chế tạo 9 máy bay kiểu này và từ chúng mà xây dựng một phi đội đặc biệt để đánh giá các đặc tính của máy bay "Kestrel" trong các điều kiện khai thác sử dụng. Máy bay của phi đội này đã bay khoảng 600 giờ, cất cánh từ các sân đậu, các đường phủ cỏ, đường cao tốc và các sân bay phụ trợ khác nhau. Mặc dù có nhiều kinh nghiệm khai thác phong phú và thành công nhưng máy bay "Kestrel" không được sử dụng vì tải trọng chiến đấu tương đối nhỏ và thiếu các tốc độ bay siêu âm.Công ty "Hawker" bắt tay vào phát triển một máy bay siêu âm VTOL P.1150 và sau đó P.1154 trên {149} cơ sở động cơ phản lực turbofan có đốt sau trong chu trình thứ hai, tức là trước miệng phun quay phía trước. Sau khi trả giá cho các công việc này trong khoảng 5 năm và không đạt được kết quả tích cực, hãng đã ngừng làm việc với phương án máy bay VTOL siêu âm và chuyển sang chế tạo loại VTOL cận âm trên cơ sở các công việc đã hoàn thành trước đó và kết quả khai thác thử nghiệm phi đội máy bay "Kestrel". Máy bay VTOL transonic hoàn thiện đã được chế tạo ra và được đặt tên "Harrier". Nó là một trong số không nhiều loại máy bay VTOL được đưa vào sản xuất hàng loạt. Hiện nay, nó đã có một loạt các phiên bản. Hiện đại nhất là "Harrier" GR.3 và "Sea Harrier". Tại Mỹ, hãng "McDonnell Douglas" theo giấy phép từ các chi nhành đặt hàng từ nước Anh, đã lắp ráp các máy bay "Harrier", dưới danh định AV-8A. Để tăng bán kính chiến đấu và tăng tải trọng chiến đấu hãng "McDonnell Douglas" đã quyết định sửa đổi đáng kể máy bay VTOL AV-8A. Với động cơ phản lực turbofan "Pegasus" 11 Mk 103 loại máy bay đó có nhãn hiệu AV-8B. Máy bay AV-8B thực sự khác với máy bay AV-8A. Chẳng hạn, nó tăng sải cánh từ 7,7 lên 9,22 m và diện tích cánh từ 18,92 lên 21,37 m2. Cánh sử dụng profil siêu tới hạn. Góc cụp cạnh trước cánh giảm xuống. Cạnh sau cánh gần như thẳng. Cánh máy bay AV-8B có có độ dày profil lớn hơn đến 11,5% ở gốc và 7,5% ở phần cuối cánh. Điều này cho phép tăng thể tích chứa nhiên liệu. Trên máy bay AV-8B trọng lượng nhiên liệu tại các thùng chứa bên trong là 3175 kg, trong khi ở máy bay AV-8A là 2270 kg. Kết cấu cánh sử dụng rộng rãi vật liệu composite - chất dẻo carbon. Từ các vật liệu này người ta chế tạo vỏ cánh trên và dưới, một số xà dọc chính, các sườn cứng, cánh tà sau, cánh phụ aileron, cánh mút và bầu che các trụ càng dưới cánh. Điều đó làm giảm trọng lượng cánh đến 150 kg. Các trụ càng dưới cánh được dịch về gần thân máy bay. Trên máy bay AV-8B người ta thay đổi hình dạng và đường bao ngoài của cửa hút không khí. Hình dạng cửa hút khí thay đổi từ bán nguyệt trên AV-8A sang elip trên AV-8B, và lắp bổ sung (thứ hai) thêm một loạt cánh hướng dòng để cải thiện sự làm việc của cửa hút không khí trong chế độ cất cánh. Kết quả là hệ số bảo tồn áp suất toàn phần tăng từ 0.97 trên máy bay AV- 8A lên 0.981 trên máy bay AV-8B, dẫn đến tăng lực đẩy 2,6 kN. Trên máy bay AV-8B áp dụng thiết bị giảm tổn thất lực đẩy do tác động hút dòng khí và rơi khí thải ở lối vào cửa hút khí {150} dưới dạng các đường gờ chạy dọc cố định trên container chứa pháo hoặc thân máy bay và tấm chắn ngang có thể thu vào sẽ được thu lại tự động cùng với việc thu càng máy bay. Kết quả của những thay đổi đó là trọng lượng cất cánh của máy bay chạy đà ngắn bằng 13.495 kg, tải trọng có ích khi cất cánh chạy đà ngắn - 4170 kg (khi cất cánh thẳng đứng - 3175 kg). Bán kính chiến đấu với 12 bom mang theo là 280 km, với bảy bom và thêm thùng nhiên liệu bên ngoài - 1200 km. Trên máy bay có bảy điểm treo tải trọng chiến đấu: ba trên mỗi console cánh và một dưới bụng.
..........

(tiếp)

Việc giảm trọng lượng là một yếu tố quan trọng trong việc đạt được các thông số đặc trưng riêng có cho máy bay AV-8B với lực đẩy tiêu chuẩn của động cơ "Pegasus" II là 96 kN. Cánh có diện tích danh định đầy đủ bằng 21,37 m2, lớn hơn "Harrier" gần 2.79 m2. Sải cánh tăng lên 1,5 m. Ngoại trừ các cạnh phía trước, các phần đầu mút, các pylon và các khâu kết nối càng cũng như khung ngang trung tâm, cánh được làm hoàn toàn bằng vật liệu composite để giảm trọng lượng xuống 150 kg.

Để cải thiện các đặc tính bay trong chế độ hành trình người ta áp dụng biên dạng (profil) siêu tới hạn, profil này có sức cản chính diện nhỏ ở các tốc độ cận âm (transonic) do giảm được cường độ tăng lực cản và phẩm chất khí động học tốt hơn khi cơ động. Các cánh tà sau loại một khe được liên kết với cơ cấu làm nghiêng miệng xả khi cất cánh chạy đà ngắn, cho phép làm tăng lực nâng của cánh. Dòng khí của miệng xả sau sẽ hút không khí thông qua cánh tà sau đã xoay đi trong khi làm tăng sự khác biệt về vận tốc đi qua của dòng khí trên các bề mặt cánh trên và dưới. Sự siêu lưu chuyển này tạo thêm lực nâng bổ sung được sử dụng khi máy bay cất cánh với khoảng chạy đà ngắn.

Thiết kế mới phần phía trước thân máy bay cho phép cải thiện tầm nhìn tổng quan, tạo tiện lợi cho cabin lái và bố trí các hệ thống điện tử hàng không. Kết cấu kính chắn gió, đèn chiếu được thay đổi theo cách sao cho cải thiện tầm quét bán cầu phía trước đến 17 ° xuống phía dưới, các hướng bên sườn là 60 ° xuống phía dưới và cải thiện tầm quét bán cầu sau. Kết cấu được chế tạo bằng vật liệu composite, sẽ làm giảm số lượng các thành tố cần thiết để lắp ráp và làm giảm khối lượng 35,4 kg, tức là khoảng 25%. {151}

Vỏ được làm bằng vật liệu nhiều lớp có lớp lót độ chặt thấp dày 2,65 mm; để làm lớp lót người ta dùng vật liệu cơ bản từ nhựa epoxy được đặt giữa các tấm sợi carbon. Các yếu tố cứng được đúc hoàn toàn. Các tấm sàn và khung chính được gắn tại chỗ bằng đinh tán, còn các nửa vỏ được gắn với nhau cũng bằng đinh tán. Nón mũi lắp ghép cho phép đặt các hệ thống điện tử hàng không. Toàn khối được kết nối cơ học với phần trung tâm của thân máy bay.

Để cân bằng phần mũi mới, phần phía sau của thân máy bay được kéo dài 45,7 cm. Kết cấu phải chịu các ứng suất lặp để kiểm tra xem nó có thể chịu được các tải trọng sinh ra do mở rộng phạm vi các chế độ của hệ thống điều chỉnh lực đẩy về độ lớn và hướng khi bay bằng. Thể tích khoang sau của máy bay được tăng lên để lắp các thiết bị. Nhằm bù đắp việc tăng diện tích thân máy bay phần phía trước, trên máy bay "Sea Harrier" người ta đặt đuôi đứng cao hơn.

Cần lưu ý rằng nếu trong cấu trúc cánh có sử dụng gần 3000 yếu tố liên kết, thì cấu trúc đuôi ngang lại đơn giản hơn nhiều. Bề mặt phẳng trên thực tế gồm bốn yếu tố: cạnh phía trước làm bằng kim loại, vỏ phía trên làm bằng vật liệu composite, vỏ dưới chế tạo từ vật liệu tổng hợp và liên kết với các xà dọc chính, và cạnh phía sau kiểu tháo lắp được. Các cánh đuôi ngang của loại máy bay này thường bị hư hỏng trong quá trình hoạt động ở đất liền, còn cạnh đầu mút cấu trúc tổ ong dốc nghiêng có phân lớp. Cạnh đầu mút tháo lắp được, chế tạo bằng vật liệu composite cho phép giải quyết cả hai vấn đề này. Sợi carbon được coi là vật liệu lý tưởng để chế tạo cánh đuôi ngang ổn định, chịu được độ rung lớn.

Để tăng lực đẩy tĩnh học và giảm sức cản chính diện khi bay tại chế độ hành trình người ta thiết kế kết cấu mới cho cửa hút không khí. Cửa hút không khí với một hàng lỗ phụ trợ thứ hai tạo ra diện tích bổ sung để hút không khí khi cất cánh thẳng đứng (cất cánh ngắn) tăng thêm 0,8 m2 so với 0,4 m2 trên máy bay "Harrier" với một hàng lỗ đưa luồng không khí vào. Hệ số phục hồi áp suất thu được giá trị 1% tốt hơn {152}, tương đương với 2,6 kN lực đẩy lớn hơn khi cất cánh thẳng đứng. Hình dạng elip của các cạnh thay thế cho cung tròn vốn có ở máy bay "Harrier", còn diện tích mặt cắt xung yếu của miệng xả tăng từ 0,86 lên 0,9 m2. Việc cải tiến cửa hút khí làm tăng dung tích thùng chứa nhiên liệu nằm ở phần trước của thân máy bay.

Đặc tính của cất cánh thẳng đứng phụ thuộc vào sự tương tác phức tạp giữa lực đẩy theo phương đứng và hiệu ứng đài phun nước, chúng sẽ cho phép nâng máy bay và tải lên, còn sự tương tác giữa các hiệu ứng hút khí gaz nóng vào cửa hút không khí và hút dòng khí xả bên dưới, sẽ làm giảm lực đẩy và lực nâng. Để tăng cường hiệu ứng đài phun nước và giảm sự hút khí gaz nóng người ta lắp đặt dưới thân máy bay các thiết bị tăng lực nâng. Chúng bao gồm các cánh bố trí trên container vũ khí treo, và một vách ngăn có thể thu vào giữa các container đó. Khí thải có năng lượng cao phản xạ từ mặt đất bị các phương tiện này bắt giữ. Điều đó tạo nên lực nâng và làm giảm việc hút khí nóng vào cửa hút không khí, chính nhờ đó mà làm tăng lực đẩy. Đã đạt được sự giảm nhiệt độ trong của hút khí đến 20 °. Khí tài tăng lực nâng sẽ tạo ra lực nâng lớn trong chế độ cất cánh thẳng đứng, lớn hơn 4,53 kN so với máy bay "Harrier" không có thiết bị này.

Để tăng độ bền chống ăn mòn của động cơ, máy bay AV-8B phải có những thay đổi được đưa vào đối với động cơ "Pegasus" 104 của loại máy bay "Sea Harrier". Các cải tiến tiếp theo sẽ nâng cao độ tin cậy của động cơ và tính dễ sửa chữa bảo trì. Trên các máy bay AV-8B xuất xưởng hàng loạt người ta lắp động cơ F402- RR-405 với lực đẩy lớn hơn. Tuổi thọ động cơ tối đa là 1000 giờ trong điều kiện kiểm tra các bộ phận chịu nhiệt sau 500 giờ hoạt động.

Công tác cải tiến theo kế hoạch liên quan đến việc sử dụng các quạt nhôm và các hộp bảo vệ trung gian có thời hạn phục vụ lâu hơn, việc phun nước vào động cơ và tăng tuổi thọ của buồng đốt, cải thiện sự làm mát các cánh bậc đầu tiên của tuabin cao áp, dùng vỏ chụp đóng kín tua bin áp suất thấp, cũng như hộp truyền động gia cường. Có thể sẽ lắp đặt thiết bị điện tử kỹ thuật số kiểm soát việc cung cấp nhiên liệu. {153}

Một sự thay đổi rất rõ ràng bề ngoài là sử dụng các miệng xả phía trước có mặt cắt ngang hình chữ nhật với độ nghiêng bằng không. Các miệng xả của thiết kế được thông qua bước đầu sẽ mở rộng luồng khí, điều đó dẫn đến tổn thất lực đẩy lúc cất cánh chạy đà ngắn. Miệng xả của thiết kế mới sẽ thải khí gaz vào khoảng không gian giới hạn ba phía bởi cánh, thân máy bay và pylon mang vũ khí bên trong. Bằng cách kiểm soát dòng khí gaz theo cách này người ta tạo ra lực đẩy cất cánh bổ sung khi máy bay cất cánh chạy đà ngắn, lực đẩy bổ sung đó tương đương 0,88 kN.

Máy bay AV-8B sử dụng cùng một hệ thống điều khiển phản lực giống như thiết kế cho "Harrier", nhưng có một số cải tiến. Miệng xả có điều khiển phía trước được dịch chuyển về phía trước 22,9 cm và hơi nghiêng về phía trước. Nó giúp tránh được việc lọt các đối tượng xung quanh vào phần trước cửa hút không khí, đồng thời như thế sẽ đảm bảo kiểm soát độ chúi dọc. Do tăng sải cánh thêm 1,5 mét, hiệu quả của cơ chế kiểm soát độ chúi dọc cũng được tăng lên. Các miệng xả kiểm soát độ nghiêng ngang được cải tiến nhằm tránh hiện tượng nghiêng sập khi loại bỏ sự tương tác của chuyển động nghiêng ngang và chuyển động trượt. Các cơ cấu kiểm soát phản lực phía trước và sau sẽ phối hợp hoạt động, tạo ra hệ thống ổn định vị trí với sự nâng cao độ ổn định, làm giảm tải cho phi công. Việc giảm rung lắc được đảm bảo theo cả ba trục và việc ổn định vị trí được bảo đảm theo hai trục.

Để chịu được khối lượng lớn người ta sử dụng khung càng có độ bền tăng cường. Cũng như trên "Sea Harrier", các bánh xe của càng máy bay được đúc bằng nhôm.

Các đặc điểm khác của những hệ thống được sử dụng là: thiết bị tích hợp máy phát điện/dẫn động có công suất 15/20 kW, pin nickel-cadmium, hệ thống đảm bảo hoạt động sống của "Sea Harrier", lắp đặt trên máy bay thiết bị sản xuất oxy và cần tiếp dầu tháo gỡ được (cần tiếp dầu này sẽ được thu vào thân máy bay khi đang bay).

(http://scilib-avia.narod.ru/Pavlenko1/images/157.gif)
Рис. 2.54. Общий вид ТРДД «Пегас» с четырьмя поворотными соплами

Hình 2.54. Hình dạng chung động cơ turbofan "Pegasus" có 4 miệng xả quay

Trên máy bay AV-8B về cơ bản đã thiết lập được hệ thống thiết bị điện tử hàng không tiêu chuẩn. Hệ thống bắn (ném) phương tiện hủy diệt là hệ thống ném bom tùy theo tốc độ thay đổi góc ngắm. Nó được kết hợp với đài quang điện theo dõi bằng laser (TV) và lắp đặt trong phần mũi của máy bay, đảm bảo khả năng thực hiện các cuộc tấn công cả ngày lẫn đêm với việc sử dụng các loại bom thông thường, dẫn đường bởi hệ thống vũ khí laser, và các tên lửa "không-đối-diện" điều khiển từ xa. {154} Trên máy bay người ta sử dụng máy tính điện tử để xử lý dữ liệu khi thực hiện nhiệm vụ.
........

(tiếp)

Trong thành phần hệ thống định vị dẫn đường có: thiết bị định vị quán tính (ASN-130 từ máy bay F-18), hệ thống TACAN, radar đo cao và đèn hiệu định vị radar. Ngoài ra còn sử dụng hệ thống hạ cánh trong mọi điều kiện thời tiết.

Thiết bị vô tuyến gồm một đài trinh sát vô tuyến điện và thiết bị đối kháng vô tuyến điện tử, trong đó có một máy thu phát hiện radar, một máy tự động thả pháo hiệu, các lưỡng cực phản xạ, và một hệ thống cải tiến tự bảo vệ chống nhiễu vô tuyến ASPJ được đặt trong một pod treo. Hệ thống ASPJ được thiết kế để lắp đặt trên các máy bay như F-18. Hầu hết các hệ thống điện tử được đặt trong khoang phía sau, vốn được trù tính để lắp đặt thiết bị, còn việc truyền thông tin xác định vào buồng lái của phi công sẽ thực hiện thông qua việc sử dụng sợi quang chống gây nhiễu.

Nguyên tắc thiết kế buồng lái F-18 đã được phản ánh rất rõ ràng trong thiết kế buồng lái AV-8B, còn một số thiết bị được lấy hoàn toàn từ F-18. Thiết bị cơ bản là một hệ thống kết hợp kép của màn hình hiển thị trên kính chắn gió. Ngay dưới hệ thống hiển thị ở phần trên là pa-nen phương tiện thông tin liên lạc, định vị dẫn đường và nhận dạng. Tất cả các cơ cấu kiểm soát khác được bố trí trên thanh điều khiển và cần điều khiển động cơ.

Màn hình hiển thị đa chức năng từ F-18 chiếm vị trí chính trên bảng điều khiển. Các thiết bị động cơ được thay thế bởi bộ hiển thị kỹ thuật số điều khiển động cơ. Tình trạng cung cấp nhiên liệu cũng được hiển thị dưới dạng kỹ thuật số.

Máy bay AV-8B về bản chất là máy bay ném bom. Thông số đặc trưng về tải trọng có ích / tầm hoạt động ít nhất hai lần cao hơn thông số tương ứng của AV-8A. Cánh của thiết kế mới có khoang để đặt hai pylon bổ sung, mỗi một trong số pylon đó có khả năng mang tải trọng bằng 286 kg, và có hệ thống dây điện để nối vào các tên lửa "Sidewinder". Các pylon bên trong và giữa (tương ứng 907-454 kg) có hệ thống đường ống dẫn nối với các thùng nhiên liệu treo bên ngoài. Hệ thống phòng vệ SIGINT và ECM được lắp đặt trên pylon (trọng lượng 454 kg). {155}

Sức chứa của các thùng nhiên liệu cố định là 3400 kg, cao hơn 50% so với sức chứa của các thùng nhiên liệu cùng loại trên máy bay AV-8A, điều đó liên quan đến cải tiến kết cấu cửa hút không khí và độ dày của profil siêu tới hạn cánh máy bay. AV-8B còn mang được nhiên liệu nhiều hơn trong các thùng chứa cố định là 455 lít so với máy bay AV-8A có hai thùng dầu phụ. Khi toàn thể các bình nhiên liệu cố định nạp đầy, máy bay AV-8B có thể mang lượng tải bằng 4174 kg. Tầm bay tối đa có tải (Перегоночная дальность; Ferry range) của máy bay với bốn thùng nhiên liệu phụ dung tích 1.136 lít là 3889 km trong trường hợp giữ lại thùng dầu phụ và 4630 km trong trường hợp ném bỏ thùng dầu phụ.

Trọng lượng rỗng AV-8B là 5780 kg, tăng gần 254 kg so với khối lượng của AV-8A . Trọng lượng cất cánh thiết kế tối đa 13 495 kg, tăng 2155 kg. Máy bay AV-8B được thiết kế với trọng lượng cất cánh 13.075 kg, bao gồm 2.517 kg nhiên liệu và 16 quả bom Mk82 có khối lượng 4125 kg, khi cất cánh từ đường băng dài 305 m trên mực nước biển trong các điều kiện nhiệt đới (nhiệt độ 32 ° C). Điều này tương ứng với bán kính chiến đấu 342 km. Khi chứa đầy dầu ở toàn bộ các thùng nhiên liệu bên trong, tải trọng họ bom Mk82 mang theo là 1.810 kg và sử dụng pháo hàng không thì bán kính chiến đấu đạt 397 km. Khi nạp đầy các thùng nhiên liệu bổ sung treo ngoài (khối lượng 1.429 kg) bán kính hoạt động tăng lên đến 1.167 km.

Các tính năng cơ động trong không chiến được cải thiện bởi khả năng thay đổi độ lớn và hướng lực đẩy. Các vòi (miệng) xả có thể được xoay trong khi bay nhằm phanh hãm, tăng tốc độ thực hiện vòng lượn và giảm bán kính lượn. Hệ thống điều khiển lực đẩy về cường độ và hướng bay trên đường bay thẳng lần đầu tiên được sử dụng trên máy bay của TQLC AV-8A, nhưng nó thiếu độ bền để tận dụng được hoàn toàn khả năng này. Sự gia cường thân máy bay phần trung tâm và phần đuôi trên máy bay AV-8B và sự lắp đặt cơ cấu dẫn động để quay miệng xả cho phép mở rộng tính năng thay đổi lực đẩy. Góc quay hoàn toàn miệng xả về phía trước (98 °) có thể thực hiện ở tốc độ lên đến 852 km / giờ, lớn hơn 92,6 km / h so với máy bay AV-8A. Góc quay miệng xả 43 ° xuống dưới sẽ làm giảm giá trị của số Mach từ 0,85 xuống 0,14 trong vòng 20 giây.

Việc cải thiện kiểm soát theo phương ngang nhờ các vòi xả lớn kiểm soát độ nghiêng ngang nằm gần với phần bên ngoài, nó làm tăng khả năng chịu gió cạnh (crosswind) trong khi chuyển động {156}. Với tốc độ 185 km / h và tốc độ crosswind 55,6 km / h thì chỉ cần huy động một nửa hiệu quả làm việc vốn có của các cơ cấu điều khiển. Ổn định dọc trong điều kiện mang theo dưới cánh các thùng chứa vũ khí đã được tăng lên. Độ xoắn và độ cong của cánh được chọn sao cho giảm tải trên cánh đuôi ngang khi trị số Mach lớn hơn 0.6 . Điều này dẫn đến giảm sức cản cân bằng trong khi bay ở tốc độ hành trình và với các tải trọng tác động lên cánh đuôi ngang nhỏ hơn trong các chế độ bay ở các tốc độ cận âm.

Trên các máy bay "Harrier", AV-8A và AV-8B người ta sử dụng các động cơ phản lực turbofan "Pegasus" có bốn vòi phun xoay được (hình 2.54).

Động cơ "Pegasus" đã trải qua một con đường hoàn thiện khá nhiều. Nó được chế tạo và thử nghiệm trên giá vào năm 1959 với lực đẩy 49 kN ("Pegasus" 2), còn các thử nghiệm bay thì diễn ra vào năm 1960 trên máy bay nguyên mẫu VTOL P.1127. Năm 1969 bắt đầu thử nghiệm trên giá động cơ "Pegasus" 11 Mk 103, và vào năm 1970 - thử nghiệm bay trên máy bay VTOL "Harrier". Lực đẩy của động cơ này là 96 kN. Động cơ "Pegasus" 15 được chế tạo với lực đẩy 108 kN. Trọng lượng riêng động cơ "Pegasus" 2 thời 1.959 - 0,0254 kg / N và động cơ "Pegasus" 11 -,0146 kg / N. Phải nói rằng các mô-đen mới nhất về sau này của "Pegasus" xét trên nguyên tắc làm việc và hình thức cơ bản cũng giống như các mẫu "Pegasus" 2 trước. Tuy nhiên, kể từ thời điểm đó, số lượng các tầng {157} máy nén đã được tăng lên và có nhiều thay đổi nhằm cải thiện các đặc tính và độ tin cậy của chúng.

Động cơ phản lực turbofan sản xuất hàng loạt "Pegasus" 11 Mk 103 ở chế độ cất cánh thẳng đứng trong vòng 15 giây có suất tiêu thụ nhiên liệu riêng 0,078 kg / (N • h). Trọng lượng động cơ 1.390 kg, mức tiêu thụ khí - 200 kg / s, nhiệt độ tua bin đầu vào - 1453 K, bậc của hai chu trình (bypas ratio) - 1,36, tổng mức tăng áp suất không khí trong máy nén và quạt - 14,7, còn riêng tại quạt - 2 3. Vector lực đẩy của động cơ này có thể quay từ 0 (lực đẩy nằm theo phương ngang) đến 98 ° (đảo chiều lực đẩy), trong khi chiếm lĩnh tất cả các vị trí trung gian. Ở chế độ cất cánh thông thường không cần lấy không khí vào thiết bị điều khiển khí động học thì lực đẩy sau khoảng 2.5 phút là 85 kN với mức tiêu hao nhiên liệu riêng 0,07 kg / (N • h). Đường kính động cơ tại lối vào là 1220 mm, chiều dài động cơ không tính vòi xả - 2510 mm, tính cả với xả - 3480 mm.

Động cơ "Pegasus" - là động cơ phản lực hai luồng khí (turbofan) có các rô-to hướng quay ngược chiều nhằm giảm mô-men hồi chuyển (gyroscope moment).

(http://scilib-avia.narod.ru/Pavlenko1/images/158.gif)

Рис. 2.55. Конструктивная схема ТРДД «Пегас»:
1 — трехступенчатый вентилятор; 2 — восьмиступенчатый компрессор; 3 — камера сгорания; 4, 5 — турбина высокого и низкого давления; 6 — задние поворотные сопла; 7 — передние поворотные сопла; 8 — направляющие лопатки

Hình. 2.55. Sơ đồ cấu trúc động cơ phản lực turbofan "Pegasus":
1 - quạt ba tầng; 2 - máy nén tám bậc; 3 - buồng đốt; 4, 5 - tuabin cao áp và thấp áp; 6 - các vòi xả quay phía sau; 7 - các vòi xả quay phía trước; 8 - cánh hướng dòng

Máy nén (hình 2.55 ) gồm rô-to ba tầng áp suất thấp (quạt số 1) có cánh quạt làm bằng hợp kim titan, và máy nén 8 bậc áp suất cao số 2. Quạt không có thiết bị định hướng dòng và ổ đỡ phía trước nằm sau quạt, tức là quạt được lắp theo kết cấu công-xơn. Tốc độ dòng ở ngoại vi các cánh làm việc của quạt là tốc độ siêu âm và tương ứng với M = 1,3. Các cánh công tác của toàn bộ ba tầng quạt đều có kệ chống rung. Các cánh bánh xe công tác của quạt tầng 1 dày hơn cánh các tầng khác và có chiều dày cạnh phía trước lớn hơn nhằm đạt sự ổn định vững chắc hơn khi chịu tác động của các vật ngoài lọt vào cửa vào động cơ (các mẩu bê tông, đất đá, v.v.). Thân quạt bằng hợp kim titan. Sau tầng quạt cuối cùng thì không khí áp suất thấp được hút vào để làm mát tuabin khí, thông gió khoang động cơ và làm mát các ổ đỡ của các vòi xả quay phía sau.

Thân trung gian (giữa quạt và máy nén áp lực cao) đúc bằng hợp kim magiê. Trong thân có bố trí các ổ đỡ rô-to quạt và ổ đỡ trước rotor máy nén cao áp. Trong thân còn có các cơ cấu máy phụ trợ của động cơ.

Máy nén cao áp 8 bậc số 2 có các cánh công tác bằng thép, thiết bị hướng dòng đầu vào của máy nén - là các cánh quạt quay được. Rotor máy nén - kiểu đĩa. Thân máy nén được làm bằng hợp kim nhôm. Sau bậc (tầng) số 5 của máy nén người ta lắp đặt van thông khí vào kênh của chu trình thứ hai để nâng cao sự ổn định công tác của động cơ. Các van này hoạt động một cách tự động. Sau bậc 6 của máy nén áp suất cao diễn ra sự hút khí để thổi áp lực các thùng nhiên liệu, để máy bơm tăng áp làm việc phun nước cho hệ thống làm mát các thiết bị, hệ thống điều hòa không khí trong buồng lái, hệ thống truyền động khí nén dẫn động các vòi xả quay của động cơ, hệ thống phun nước và thổi khí bộ tản nhiệt bằng dầu của các càng chính. Sau bậc 8 thì không khí hút vào phục vụ sự làm việc của các vòi xả phản lực của hệ thống khí động điều khiển máy bay VTOL trong các chế độ cất hạ cánh của chuyến bay.

Động cơ sử dụng buồng đốt hình vành khuyên 3, các vòi phun kiểu bay hơi, đánh lửa kiểu đuốc, tuabin 4 bậc. Tuabin 4 của bộ dẫn động máy nén {159} áp suất cao - là loại 2 bậc. Cánh công tác và cánh hướng dòng của vòi xả được làm mát bằng không khí. Để nâng cao độ tin cậy trong công tác thì các cánh quạt được mạ nhôm. Cánh công tác của tuabin máy nén có kệ dạng băng. Tua-bin 5 dẫn động quạt - là loại 2 bậc. Các cánh công tác với các kệ băng bên ngoài có độ giãn dài lớn.

(http://scilib-avia.narod.ru/Pavlenko1/images/160.gif)
Рис. 2.56. Поворотное сопло двигателя «Пегас» с двумя направляющими лопатками

Hình 2.56. Vòi xả quay của động cơ "Pegasus" với hai cánh dẫn

Hai cặp vòi xả quay 6 và 7 đặt đối xứng trên cả hai phía của động cơ và được quay đồng bộ. Ở lối ra của vòi xả có gắn hai cánh hướng dòng 8, phục vụ việc tổ chức tốt hơn dòng khí rẽ ngoặt (hình 2.56). Hơn nữa, ở những nơi này giữa các cánh dẫn hướng 8 (hình 2.55) có lắp đặt bổ sung các tấm ốp (xén ) để chỉnh động cơ về độ lớn của lực đẩy và quan hệ giữa các vòi xả phía trước và phía sau. Vận tốc luồng khí thải ra từ vòi xả phía trước - 350 m / s , nhiệt độ - 150 ° C, còn ở vòi xả phía sau - 550 m / s với nhiệt độ 670 ° C. Việc xoay vòi xả đầu ra thực hiện bằng hai động cơ không khí hoạt động bằng khí nén, thu từ sau bậc số 6 của máy nén áp suất cao. Các động cơ không khí thông qua trục các-đăng và chuỗi truyền động mà thực hiện quay các vòi xả phía trước và phía sau.

Điều khiển vị trí vòi xả thực hiện bởi phi công trong buồng lái qua tay quay gắn bên cạnh cần điều khiển động cơ.
Hệ thống điều khiển sẽ đảm bảo quay các vòi xả với vận tốc góc 90 ° / giây. Hệ thống kiểm soát động cơ bao gồm các bộ điều tiết: nhiên liệu, vị trí {160} cánh thiết bị hướng dòng máy nén, vị trí các vòi xả quay phía trước và phía sau. Trong thành phần hệ thống điều khiển cũng có một bộ hạn chế kiểm soát nhiệt độ khí gaz đầu vào tua-bin động cơ. Nó hoạt động nhờ một cặp nhiệt ngẫu được lắp đặt sau tuốc bin động cơ, và các hỏa kế quang học độ nhạy cao để đo nhiệt độ của các cánh công tác đang quay của tuabin.
........

(tiếp)

Động cơ "Pegasus" sử dụng hệ thống phun nước vào buồng đốt để tăng lực đẩy tại các chế độ cất cánh thẳng đứng và ngắn. Nước được sử dụng là nước cất dưới áp suất đến 1700 kPa. Việc phun nước được thực hiện thông qua 18 vòi phun vào buồng đốt với khối lượng 114 lít / phút. Để cải thiện độ làm việc tin cậy của các tua bin ở các chế độ nâng cao người ta phun nước vào luồng không khí làm mát được đưa vào làm mát các cánh quạt hướng dòng của tuabin. Việc phun nước được thực hiện không chỉ để tăng lực đẩy, mà còn để bảo vệ nó trong các điều kiện thời tiết nóng.

Máy bay "Sea Harrier" sử dụng động cơ "Pegasus" 11 Mk 104. Cấu trúc của nó không khác Mk 103, nó chỉ sử dụng các vật liệu không bị ăn mòn do nước biển. Ví dụ các hợp kim magiê được thay thế sang titan và các hợp kim khác. Do đó trọng lượng của nó tăng 40 kg, so với Mk 103.

Động cơ "Pegasus" 11 Mk 103 là một phiên bản cải thiện đáng kể của "Pegasus" 11-35. Nó được chế tạo cho máy bay AV-8B và "Super Harrier". Lực đẩy của động cơ này khi phun chất lỏng là 111 kN, trọng lượng - 1460 kg, tiêu thụ không khí - 205 kg / s. Bố trí tổng thể động cơ phản lực turbofan "Pegasus" 11-35 không thay đổi so với "Pegasus" 11.

Quạt của động cơ có kết cấu 3 tầng, nó được cải tiến hoàn thiện hớn so với ở động cơ Mk 103, với sự gia tăng tiêu thụ không khí thêm 4,5% và tăng mức áp suất ở cùng một đường kính của động cơ. Điều này đạt được nhờ cải tiến kết cấu của cánh quạt công tác và cánh hướng dòng máy nén và tăng khoảng 6 % tần số quay của rotor quạt và của tua-bin áp suất thấp. Máy nén 8 bậc, vẫn như trên động cơ Mk 103, nhưng nó có mức tăng áp suất cao hơn do cải thiện vùng lưu thông. Buồng đốt hình xuyến có hệ thống phun nước. Tuabin máy nén và tuabin quạt có hai bậc. Các khe hở xuyên tâm trong tua bin được giảm xuống để giảm tổn thất. Các vòi xả quay có {161} diện tích mặt cắt ngang đã thay đổi (hình 2.57). Các vòi xả phía trước (chu trình thứ hai) có dạng hình chữ nhật không dốc tại mặt cắt đầu ra. Điều này làm giảm tổn thất khi quay dòng chảy chất lưu. Hình dạng và kích thước của vòi xả sẽ hướng dòng không khí và khí đốt xả vào khu vực được giới hạn bởi cánh, thân máy bay và các pylon treo, làm tăng lực đẩy hiệu quả. Các vòi xả được làm bằng hợp kim titan để giảm khối lượng của chúng.

(http://scilib-avia.narod.ru/Pavlenko1/images/162.gif)
Рис. 2.57. Конструктивная схема двигателя «Пегас» 11-35

Hình 2.57. Sơ đồ kết cấu động cơ "Pegasus" 11-35

Ở động cơ turbofan "Pegasus" 11-35 người ta sử dụng hệ thống tính toán điện tử số điều khiển dựa trên các bộ vi xử lý có tốc độ hoạt động cao. Trong động cơ cũng sử dụng một công cụ hợp nhất - bộ nguồn khởi động động cơ tuabin khí (turbine starter auxiliary power unit - турбокомпрессорный стартёр-энергоузел (пусковое устройство при запуске основного газотурбинного двигателя)). Việc chuyển nó từ chế độ này sang chế độ khác xảy ra tự động trong quá trình động cơ làm việc. Động cơ nâng-hành trình phản lực hai luồng khí có đốt sau ở chu trình ngoài "Pegasus" 11-33 đang được phát triển. Nó được thiết kế trên cơ sở động cơ "Pegasus" 11-35, nhưng phía trước vòi xả xoay trước có đặt buồng đốt sau cấu hình phức tạp (hình 2.58). Trong buồng đốt sau thì không khí sau quạt có nhiệt độ 425 K được làm nóng đến nhiệt độ 1600 K do đốt cháy nhiên liệu được bơm vào tại hai khu vực. Nhiệt độ khí tại đầu ra của vòi xả phía sau là 955 K, tức là giống như ở "Pegasus" 11-35. Kết quả là lực đẩy của động cơ được tăng từ 111 ở chế độ tối đa không đốt tăng lực lên đến 151 kN trong chế độ đốt lần hai. Tiết diện đầu ra của vòi xả phía trước cần phải được điều chỉnh. Sự quan tâm nhiều được giành cho cấu hình và vị trí các vòi xả quay phía trước để ngăn chặn khí nóng ở lối vào cửa hút không khí của động cơ.

(http://scilib-avia.narod.ru/Pavlenko1/images/163_1.gif)
Рис. 2.58. Схема ТРДД с форсажем «Пегас» 11-33:
1 — форсажная камера; 2 — поворотное сопло на форсажном режиме; 3 — поворотное сопло на бесфорсажном режиме

Hình 2.58. Sơ đồ động cơ phản lực hai luồng khí có đốt sau "Pegasus" 11-33:
1 - buồng đốt sau; 2 - vòi xả xoay trong chế độ đốt sau; 3 - vòi xả quay trong chế độ không đốt sau

(http://scilib-avia.narod.ru/Pavlenko1/images/163_2.gif)
Рис. 2.59. ТРДД с тремя поворотными соплами:
1 — форсажная камера; 2 — поворотное сопло на форсажном режиме; 3 — поворотное сопло на бесфорсажном режиме; 4 — неподвижная часть поворотного сопла; 5 — трехсегментное поворотное сопло; 6 — режим вертикальной тяги; 7 — режим горизонтальной тяги

Hình 2.59. Động cơ phản lực hai luồng khí có ba vòi xả quay:
1 - buồng đốt sau; 2 - vòi xả xoay trong chế độ đốt sau; 3 - vòi xả quay trong chế độ không đốt sau; 4 - phần cố định của vòi xả quay; 5 - vòi xả quay ba đoạn; 6 - chế độ lực đẩy thẳng đứng; 7 - chế độ lực đẩy theo phương ngang

Động cơ "Pegasus" 11-33 được thiết kế dành cho các máy bay siêu âm cất cánh ngắn và cất hạ cánh thẳng đứng.

Một động cơ loại "Pegasus" nữa là động cơ có ba vòi xả quay có đốt sau trong cả chu trình đầu tiên và thứ hai (hình 2.59). Động cơ này được phát triển trên cơ sở động cơ "Pegasus" 11-33. Nó có hai vòi xả quay trước 2 và 3 và có buồng đốt tăng lực 1 trong các kênh trước chúng. Chúng hoàn toàn giống các vòi xả và buồng đốt tăng lực của động cơ 11-33. Sau tuabin thì khí gaz chu trình đầu tiên không rẽ ra hai hướng, mà chảy hết về hướng thẳng thông qua ống xả đơn 4 và vòi xả xoay 5. Trước vòi xả có đặt buồng đốt sau của chu trình nội bộ. Việc xoay các vòi xả phía trước được thực hiện theo cách thông thường, như vốn được thực hiện tại tất cả các phiên bản của động cơ "Pegasus". Việc xoay vòi xả (sau) thứ ba được thực hiện nhờ việc quay các bộ phận vòi xả theo các hướng ngược nhau (hình 2.60). Lực đẩy động cơ tại chế độ tối đa là 120 kN, còn tại chế độ đốt lần hai (tăng lực) - 178 kN.

(http://scilib-avia.narod.ru/Pavlenko1/images/164.gif)
Рис. 2.60. Поворот выходного сопла за счет вращения его частей в разные стороны:
1 — горизонтальная тяга; 2 — поворот сопла на промежуточный угол; 3 — вертикальная тяга

Hình 2.60. Việc xoay vòi xả bằng cách xoay các phần theo các hướng khác nhau:
1 - lực đấy theo phương nằm ngang; 2 - xoay vòi xả sang góc trung gian; 3 - lực đẩy theo phương thẳng đứng

Loại động cơ này được bố trí tốt nhất trên các máy bay VTOL siêu âm và nó cho phép sử dụng tốt hơn việc quay vector lực đẩy trong khi bay để cơ động máy bay. Điều này có cơ sở ở sự cân bằng các mô-men đối với tâm khối lượng lực đẩy tính từ các vòi xả phía trước và vòi xả phía sau. {164}

HẾT CHƯƠNG 2

........

(tiếp)

Chương 3

Cất cánh từ boong tàu của máy bay hải quân trên hạm

(http://upload.wikimedia.org/wikipedia/commons/thumb/b/b6/US_Navy_030321-N-4928M-005_A_Marine_AV-8B_Harrier_prepares_to_launch_from_the_amphibious_assault_ship_USS_Bonhomme_Richard_%28LHD_6%29.jpg/800px-US_Navy_030321-N-4928M-005_A_Marine_AV-8B_Harrier_prepares_to_launch_from_the_amphibious_assault_ship_USS_Bonhomme_Richard_%28LHD_6%29.jpg)

Chuẩn bị phóng một AV-8B Harrier của TQLC Mỹ từ boong USS Bonhomme Richard - tàu xung kích tác chiến thủy bộ (LHD 6) trong vịnh Ả rập, hỗ trợ chiến dịch của TQLC Mỹ tại Iraq (Operation Iraqi Freedom) tháng 3 năm 2003

Cất cánh - đó là một quá trình chuyển tiếp máy bay từ tư thế cố định sang tuyến xuất phát bước vào một chuyến bay có kiểm soát.

Máy bay hải quân trên hạm có thể cất cánh từ tàu chiến theo nhiều cách khác nhau. Việc cất cánh phổ biến nhất là: cất cánh bằng máy phóng, cất cánh chạy đà ngắn, cất cánh qua cầu bật và cất cánh thẳng đứng. Chúng ta sẽ xem xét các tính năng cụ thể của các phương pháp cất cánh khác nhau.

3.1. Cất cánh bằng máy phóng

Cất cánh bằng máy phóng, như đã đề cập ở các phần trước, được thực hiện với các trọng lượng cất cánh khác nhau của máy bay cũng như các tải trọng chiến đấu khác nhau, các tổ hợp khác nhau của tốc độ cất cánh và gia tốc theo phương dọc.

Máy phóng hơi nước sử dụng trên các tàu sân bay hiện đại có năng lượng tối đa từ 54 • 10exp6 J trên tàu sân bay "Midway" đến 97,8 • 10exp7 J trên tàu sân bay loại "Chester W. Nimitz". Điều này cho phép tăng tốc máy bay có khối lượng 40 000 kg đến vận tốc 300 km / h.

Biết rằng trong quá trình chạy đà (tăng tốc) của máy bay các lực tác động lên nó ngoại trừ các lực khí động học (Y - lực nâng, X - lực cản) còn có: lực đẩy P của động cơ và trọng lực G, cũng như các lực gây ra do phản lực của boong tàu, lực tiêu chuẩn N = Nn . k + No.k, lực ma sát F và lực đẩy của máy phóng Pn (hình 3.1).

(http://scilib-avia.narod.ru/Pavlenko1/images/165.gif)
Рис. 3.1. Силы, действующие на самолет в процессе разгона на катапульте
Hình 3.1. Các lực tác động lên máy bay trong quá trình gia tốc trên máy phóng {165}

Chúng ta coi rằng, đối với cất cánh bằng máy phóng, thì trong quá trình gia tốc, góc giữa vector lực đẩy và hướng chuyển động là rất nhỏ, sự di chuyển được thực hiện gần như dọc theo bề mặt nằm ngang của con tàu (khi tàu không lắc đảo), lực đẩy của máy phóng sẽ đặt theo chiều ngang. Trong trường hợp này, các phương trình chuyển động của máy bay có thể được viết như sau:

mdV/dt = Pк + P – X – f(G – Y);   (3.1)
Y + N – G = 0;   (3.2)
dL/dt = V,   (3.3)

trong đó:
m - khối lượng của máy bay;
dV / dt - gia tốc chuyển động của máy bay khi lấy đà;
f - hệ số ma sát;
L - chiều dài của đường chạy khi tăng tốc lấy đà;
t - thời gian tăng tốc lấy đà;
V - tốc độ di chuyển.

Phương trình đầu tiên xác định gia tốc, nó cho phép xác định tính chất của sự thay đổi tốc độ khi tăng tốc lấy đà. Phương trình thứ hai - cho ta khả năng xác định lực tiêu chuẩn N, tức là phản lực của boong tàu, và do đó là xác định lực ma sát. Phương trình thứ ba - xác định chiều dài cần lấy đà tăng tốc máy bay.

Như vậy, các phương trình chuyển động của máy bay cho phép xác định tốc độ máy bay xuất phát từ máy phóng, chiều dài đường chạy đà tăng tốc và thời gian chạy đà tăng tốc.

Tốc độ trên không cuối cùng của sự khởi động từ máy phóng thực tế bằng với tốc độ tách đất của máy bay khi nó chạy lấy đà trên sân bay. Sự khác nhau nằm ở chỗ quá trình tăng tốc (разгон) được thực hiện nhờ lực đẩy của động cơ và chủ yếu nhờ lực đẩy của máy phóng. Ngoài ra khi chạy đà trên sân bay thì máy bay sẽ tăng góc tấn, theo đó góc tấn tiến đến giá trị góc tách đất mà ở các máy bay hiện đại nó nằm trong khoảng 8...14°, còn khi cất cánh ở máy phóng thì góc nghiêng dọc (угол тангажа) gần với giá trị không. Sau khi phóng sẽ xảy ra sự xoay máy bay đối với trục ngang, tăng góc nghiêng dọc (góc chúi) và tương ứng là góc tấn để tăng lục nâng, cần cho việc ngăn ngừa sự giảm độ cao, còn sau đó là để lấy độ cao. Đặc điểm của cất cánh bằng máy phóng {166} là cũng có mặt các giá trị tốc độ đáng kể của dòng chất lưu bên ngoài trên boong tàu sân bay do sự di chuyển của con tàu. Do vậy tốc độ trên không cuối cùng của khởi động từ máy phóng bằng với tổng tốc độ mà máy phóng gia tốc cho máy bay đến đó cộng với tốc độ dòng không khí trên boong tàu do tàu di chuyển.

Tốc độ trên không cuối cùng nhỏ nhất của sự khởi động (phóng máy bay) từ máy phóng - đó là tốc độ trên không đạt được trên mép của sàn bay tàu sân bay, nhỏ hơn tốc độ đó máy bay sẽ không thể giữ được tư thế trên không.

Tốc độ mà máy bay được tăng tốc đến đó bởi máy phóng được xác định bằng năng lượng sử dụng của máy phóng và trọng lượng của máy bay. Nó được diễn tả bằng biểu thức:

(http://scilib-avia.narod.ru/Pavlenko1/images/167_f.gif) (3.4)

trong đó Ек — năng lượng của máy phóng.

(http://scilib-avia.narod.ru/Pavlenko1/images/167.gif)
Рис. 3.2. Зависимость скорости схода Vсх самолета с катапульты авианосца типа «Форрестол» от его взлетной массы

Hình 3.2. Sự phụ thuộc của tốc độ phóng đi (rời máy phóng) Vсх của máy bay từ máy phóng của tàu sân bay kiểu «Forrestal» vào trọng lượng cất cánh của nó

Trên hình 3.2 cho ta thấy sự phụ thuộc của tốc độ phóng đi của máy bay khỏi máy phóng tàu sân bay lớp "Forrestal" vào trọng lượng cất cánh của máy bay. Như ta thấy cùng với sự gia tăng trọng lượng cất cánh của máy bay thì tốc độ phóng đi của máy bay liên tục giảm. Các điểm điểm vận tốc tối thiểu {167} để cất cánh an toàn của các máy bay cụ thể RA-5C, F-4J, A-7A cũng được đánh dấu trên cùng hình vẽ nhỏ này. Những dữ liệu đó cho thấy rằng, để đảm bảo máy bay cất cánh an toàn nhờ máy phóng của tàu sân bay kiểu "Forrestal" thì cần phải đảm bảo khi khởi động (tàu sân bay) có tốc độ hành trình 16 hải lý đối với máy bay RA-5C và A-7A và 10 hải lý đối với máy bay F- 4J.

Tốc độ trên không tối thiểu phóng từ máy phóng xác định bởi một phức hợp các đặc tính khí động học và các đặc tính bay tương hỗ với nhau. Những đặc điểm này bao gồm: tốc độ chao đảo (скорость сваливания); các đặc tính bay ở các góc tấn lớn; tốc độ bay trên không mà với nó có thể duy trì được độ cao; sự quay máy bay để tăng góc nghiêng dọc tới góc cần thiết để ngăn chặn sự đáp xuống của máy bay khi phóng máy bay khỏi boong tàu. Mỗi một trong các đặc tính này, vốn xác định tốc độ bay trên không tối thiểu ra khỏi máy phóng, có thể được xem xét một cách riêng biệt.

(http://ic3.static.km.ru/img/53177~001.gif)
Cải thiện các đặc tính cất-hạ cánh của máy bay. Ví dụ cấu hình cánh trong chế độ bay ở các tốc độ thấp.

Tốc độ chao đảo (Скорость сваливания, hoặc giá trị tối đa của hệ số lực nâng) - là tốc độ bay trên không cho phép tối thiểu cuối cùng phóng ra từ máy phóng mà thấp hơn sẽ xảy ra việc máy bay rớt ra khỏi góc tấn, tại đó sẽ có hiện tượng ngắt dòng không khí khỏi các bề mặt chịu lực. Vấn đề là tại các góc tấn trên và lân cận chúng sẽ nhận được các giá trị lớn của các hệ số lực nâng. Vì việc này người ta sử dụng các phương tiện cơ khí cánh khác nhau: các cánh tà trước, cánh tấm chắn mũi, các cánh mũi nghiêng được, các cánh tà sau, các tấm chắn-cánh tà sau, người ta cũng sử dụng việc kiểm soát các lớp biên, v.v.

Cánh tà (phụ) trước (Предкрылки) - là những cánh nhỏ được lắp đặt dọc theo cạnh phía trước của cánh chính. Khi di chuyển các cánh tà trước, giữa chúng và cánh chính sẽ hình thành khe tạo biên dạng. Không khí thoát từ khe lên trên bề mặt trên của cánh chính sẽ làm tăng vận tốc dòng chảy trong lớp biên và tăng sự ổn định chống đứt dòng. Kết quả sẽ làm tăng góc tấn tới hạn và hệ số lực nâng tối đa. Trên các máy bay cánh xuôi thì các cánh tà trước sẽ làm trì hoãn sự gián đoạn đầu mút (tip stall; концевой срыв) của dòng khí chảy trên cánh và cho phép cải thiện đáng kể các đặc tính mô-men.

(http://ic3.static.km.ru/img/53177~002.gif)
Cải thiện các đặc tính cất-hạ cánh của máy bay. Ví dụ cấu hình cánh khi cất cánh và hạ cánh thẳng đứng.

Các cánh (tấm) chắn mũi (Носовые щитки) khi xoay nghiêng sẽ gây ra sự thay đổi độ cong của cánh gần cạnh trước, đảm bảo dòng chảy bao êm thuận của cạnh trước cánh, giảm gradient áp lực dương cục bộ và sự gián đoạn dòng chảy sẽ bị trì hoãn ở các góc tấn cao. {168} Ngoài ra, khi nghiêng cánh chắn mũi thì diện tích cánh cũng tăng. Kết quả là làm tăng hệ số lực nâng tối đa.

Việc nghiêng cánh mũi (носок крыла), cũng như cánh chắn mũi (Носовые щитки) sẽ làm thay đổi độ cong của cánh và cho phép tăng góc tấn tới hạn và hệ số lực nâng tối đa. Hiệu quả nhất là nghiêng cánh mũi đến góc đảm bảo cho dòng khí đi vào cạnh trước cánh mà không xô đập. Trên cánh của sải cánh tận cùng các góc tấn cục bộ ở các tiết diện khác nhau là không như nhau, bởi vậy góc lệch cần thiết của cánh mũi đảm bảo dòng khí vào êm thuận không va đập là khác nhau. Do theo sải cánh các góc lệch thay đổi đáng kể, để thực hiện trong thực tế việc đưa dòng khí vào êm thuận nên cánh mũi nghiêng cần phải cắt thành nhiều đoạn riêng nhằm nghiêng mỗi đoạn theo góc của mình. Việc nghiêng các cánh mũi cho phép làm tăng phẩm chất khí động học do giảm sức cản tạo ra bởi lực nâng.

Để cơ giới hóa cạnh sau người ta sử dụng các loại cánh tà sau (закрылки) khác nhau (đơn giản, rãnh, nhiều khâu, kéo xếp di động; простые, щелевые, многозвенные, выдвижные). Nguyên tắc làm việc của cánh tà đơn là thay đổi độ cong của cánh và hãm dòng chảy chất lưu dưới cánh khi nghiêng cánh tà sau và tăng tốc nó phía trên cánh. Kết quả là làm tăng lực nâng của cánh (hình 3.3). Góc lệch cánh tà sau tăng sẽ dẫn đến sự gia tăng của gradient áp lực dương. Trên bề mặt trên của cánh tà sau sự gián đoạn (đứt) dòng sẽ được phát triển và kết quả của nó là làm chậm sự tăng trưởng của hệ số lực nâng.

(http://scilib-avia.narod.ru/Pavlenko1/images/169.gif)
Рис. 3.3. Изменение подъемной силы крыла при обтекании закрылка

Hình 3.3. Thay đổi lực nâng của cánh khi (dòng khí) chảy bao cánh tà sau{169}

Để cho cánh tà sau hoạt động hiệu quả ở các góc tấn lớn người ta áp dụng cánh tà sau kiểu có khe. Không khí đi qua các khe tạo biên dạng từ mặt dưới lên mặt trên, tăng tốc độ trong lớp biên và tăng sức đề kháng chống đứt dòng của nó. Kết quả là sự gia tăng của hệ số lực nâng. Nhằm nâng cao hiệu quả của cánh tà sau đôi khi chúng được làm theo kết cấu nhiều khâu, nhiều khe. Bên cạnh tác động tích cực của khe, ở đây cũng đạt được sự thay đổi độ cong êm thuận, làm giảm gradient áp lực dương trên cánh tà sau, nâng góc lệch tổng hợp và tăng hệ số lực nâng. Cánh tà sau kéo ra-thu vào khác với loại đơn giản là cùng một lúc lệch xuống dưới và kéo ra phía sau. Việc đó làm tăng diện tích cánh, giảm độ kéo dài cánh và gradient áp lực dương, kết quả làm tăng đáng kể hệ số lực nâng.

Phương pháp hiệu quả để đối phó với việc đứt dòng chảy trên cánh tà sau là kiểm soát lớp biên (thổi hoặc hút lớp biên).
.........

(tiếp)

Khi thổi lớp biên, dòng không khí lấy từ động cơ, qua một khe hẹp được phun ra trên bề mặt cánh tà sau. Hệ số lực nâng khi đó tăng với những lý do sau: việc thổi làm tăng tốc độ dòng chảy trong lớp biên, chặn đứng sự đứt dòng và cho phép tăng góc lệch cánh tà sau; dòng khí khi thổi sẽ bơm đẩy không khí khỏi bề mặt trên của cánh, làm tăng độ loãng trên đó, cũng như hãm chậm dòng chảy và tăng áp lực lên bề mặt dưới; dòng khí tạo ra một phản lực, mà thành phần hình chiếu của nó làm tăng lực nâng.

Khi hút lớp biên, phần kìm hãm của lớp biên sẽ bị đẩy xa và vận tốc tại bề mặt phía trên sẽ tăng.

(http://www.crown-airforce.narod.ru/publications/pogranichnyj_sloj.gif)

Khi sử dụng cánh tà phun (струйный закрылок) trong khe hẹp, bố trí dọc cạnh sau cánh chính, dòng khí gaz được phun ra dưới một góc nào đó so với cung cánh (хорда крыла). Do phun dòng khí tốc độ dòng chảy và độ loãng tại bề mặt cánh phía trên tăng. Đồng thời, dòng khí hãm chậm dòng chảy dưới cánh và làm tăng áp lực lên bề mặt dưới của cánh. Kết quả làm tăng lực nâng. Cùng với điều này, khi dòng khí thoát ra phản lực sẽ xuất hiện, thành phần hình chiếu của nó cũng làm tăng lực nâng.

Hiệu ứng lớn nhất thu được khi áp dụng đồng thời {170} các cơ cấu cơ giới hóa cạnh trước và cạnh sau của cánh.

Để tăng thuộc tính chịu lực của máy bay khi cất cánh và tiếp đó để giảm tốc độ trên không tối thiểu khi phóng máy bay bằng máy phóng, kích thước của các cơ cấu cơ giới hóa cánh được tăng một cách thích hợp theo khả năng. Khi cánh có độ cụp (стреловидность) biến đổi (cụp xòe), để tăng thuộc tính chịu lực khi cất cánh, cánh sẽ được thiết lập trong tư thế cụp tối thiểu, cho phép tại một góc tấn cho trước ta nhận được giá trị lớn của hệ số lực nâng do độ cụp nhỏ hơn, cũng giống như khi tỷ lệ của cánh (удлинения крыла; tỉ số giữa chiều dài toàn cánh và chiệu rộng trung bình của cánh) lớn hơn.

(http://scilib-avia.narod.ru/Pavlenko1/images/172.gif)
Рис. 3.4. Зависимость коэффициента су1 нормальной силы от угла атаки:
а — прямоугольное крыло, «вредный отрыв»; б — треугольное крыло, «полезный отрыв»

Hình 3.4. Sự phụ thuộc của hệ số су1 lực tiêu chuẩn vào góc tấn:
a - cánh thẳng góc hình chữ nhật, "tách dòng có hại"; b - cánh tam giác, "tách dòng có ích"

Trên các tàu sân bay hiện đại để tăng các thuộc tính chịu lực thường sử dụng rộng rãi ý tưởng tách dòng chảy hữu ích. Khi tăng góc tấn bắt đầu từ một giá trị nào đó của nó, tính chất phụ thuộc của các hệ số khí động học vào góc tấn sẽ thay đổi do tách dòng, và trong đa số trường hợp lực nâng và phẩm chất khí động học sẽ giảm, sức cản tăng, các đặc tính mô-men có thể thay đổi đáng kể so với trường hợp chảy bao không tách dòng.

Nguyên nhân gây tách dòng chảy chất lưu khỏi cánh là sự tương tác của gradient áp lực dương trên cung cánh với các lớp biên. Tính chất của sự tương tác này được xác định bởi dạng hình học của cánh (hình dạng profil và hình dạng cánh trên mặt bằng), góc tấn, trạng thái lớp biên, trị số M và các yếu tố khác.

(http://www.crown-airforce.narod.ru/publications/zona_sryva_strelovid.gif)

(http://www.crown-airforce.narod.ru/publications/zona_sryva_pryamoug.gif)

Đồng thời, sự tách dòng có thể xảy ra cả từ bề mặt cánh cũng như từ các mép cánh. Khi tách dòng từ bề mặt trên cánh, tại đó độ loãng giảm đáng kể, do đó hệ số lực nâng của cánh cũng giảm. Tách dòng khỏi bề mặt cánh thúc đẩy sự hình thành các bước nhảy địa phương, gây ra ngắt dạng sóng.

Ở loại cánh có sải vô hạn, mô hình phân bố áp lực và cấu trúc lớp biên tại tất cả các tiết diện là như nhau, như nhau cả gradient áp lực. Vì vậy, tách dòng bắt đầu tại tất cả các tiết diện đồng thời ở cùng một góc tấn. Ở loại cánh sải hữu hạn, tại các tiết diện khác nhau của nó mô hình phân bố áp lực và cấu trúc lớp biên là khác nhau, vì vậy sự tách dòng không xảy ra cùng một lúc. Hơn nữa, khi có sự chảy tràn không khí qua đầu mút từ mặt dưới cánh lên trên thì sẽ giảm cả độ loãng và cả gradient áp lực dương ở bề mặt trên và sự ngắt dòng sẽ bị kìm ở những góc tấn cao. { 171 }

(http://www.krugosvet.ru/images/1001156_0956_005.gif)

Ở các cánh mỏng mà tỉ lệ thấp và độ cụp lớn (ví dụ, cánh hình tam giác) sự chảy bao xung quanh các cạnh phía trước cũng tương tự sự chảy bao xung quanh các cạnh bên của cánh hình chữ nhật. Khi đó sự tách dòng thậm chí xảy ra ngay ở các góc tấn nhỏ trên toàn bộ cạnh phía trước và đi kèm với sự hình thành các bó xoáy xoắn ốc. Trong những bó xoáy này độ loãng là rất đáng kể. Ngược lại với điều đó khi có sự tách dòng từ cạnh trước của các cánh dạng không cụp (ví dụ, dạng hình chữ nhật) các xoáy ổn định sẽ không được hình thành.

Ngắt dòng từ cánh dẫn đến sự thay đổi đáng kể lực khí động học và những mô-men tác động trên đó. Nếu khi tách dòng không hình thành các xoáy ổn định, thì theo quy luật, sự chảy bao như vậy đi kèm với sự giảm lực nâng (quan sát tách dòng "có hại"). Khi hiện diện các xoáy ổn định (do độ loãng trong chúng) các thuộc tính chịu lực của cánh tăng lên (tách dòng "có ích"). Trên hình 3.4 cho thấy kết quả tính toán sự phụ thuộc của hệ số lực tiêu chuẩn c1 vào góc tấn cả đối với trường hợp tách dòng "có hại" (hình 3.4a, cánh hình chữ nhật) và tách dòng "có ích" (hình 3.4b, cánh hình tam giác), các đường đứt nét - cho trường hợp dòng liên tục không tách, đường liền nét - có sự tách dòng. {172}

Sức cản của cánh khi tách dòng tăng, đáng chú ý nhất khi tách dòng từ các cạnh trước do mất gần như hoàn toàn lực hút. Tuy nhiên, sự ngắt dòng ảnh hưởng nghiêm trọng nhất và bất lợi nhất lên đặc tính các mô-men xoắn của chúng, đặc biệt đối với cánh dạng mũi tên và tam giác. Sự ngắt dòng ở đầu mút làm giảm lực nâng các tiết diện đầu mút và toàn bộ cánh. Điều này tương đương với sự xuất hiện mô-men xoay ngóc bổ sung và dẫn đến dịch chuyển trọng tâm của cánh về phía trước. Sự dịch chuyển trọng tâm có thể rất đáng kể, bởi vì việc giảm lực nâng ở các tiết diện đầu mút xảy ra với cánh tay đòn lớn. Do đó, sự thay đổi hệ số mô-men nghiêng dọc (тангаж) m là đáng kể hơn sự thay đổi hệ số lực nâng.
.........

(tiếp)

(https://upload.wikimedia.org/wikipedia/commons/thumb/b/b9/Washout_picture.gif/320px-Washout_picture.gif?uselang=ru)

Để chống lại các hiệu ứng không tốt của việc tách dòng khí, đặc biệt trên cánh xuôi và cánh tam giác, người ta áp dụng các biện pháp đặc biệt. Chúng bao gồm: độ xoắn khí động học của cánh; độ xoắn hình học của cánh, đạt được bằng cách xoay các tiết diện phần mút cánh các góc tấn cục bộ nhỏ hơn; lắp đặt các tấm ngăn phân vùng (các sống khí động học) trên các cánh xuôi và tam giác, ngăn chặn sự tràn của lớp biên đến đầu mút cánh; ứng dụng các rãnh, gờ, sống, ở cạnh trước của cánh; các xoáy đóng vai trò các tấm ngăn phân vùng; kiểm soát lớp biên (sự rối loạn của nó hoặc thổi lớp biên), tăng sức đề kháng chống tách dòng; sử dụng cơ cấu đặc biệt cho cạnh trước cánh (cánh tà trước, các tấm mũi nghiêng).

(http://avia-simply.ru/wp-content/uploads/2012/04/mehanizacija.jpg)
Kết cấu cơ giới cánh Boeing-737

Các đặc điểm phân biệt chính của cánh hình dạng phức tạp trên mặt bằng là có sự hiện diện của ụ cánh - phần nhô ra phía trước, có độ xuôi lớn hơn và độ thu cánh (удлинение крыла; wing aspect ratio; tỷ lệ cánh) thấp so với cánh khác. Do đó, một cánh như thế kết hợp hài hòa các thuộc tính của cả hai loại cánh không xuôi độ thu (tỷ lệ) trung bình và cánh xuôi độ thu (tỉ lệ) thấp.

(http://www.evstr.narod.ru/useful/pik/r2.gif)

Một tính chất đặc trưng khác của sự chảy bao cánh hình dạng phức tạp trên mặt bằng ở các góc tấn cao giải thích cho ảnh hưởng của ụ cánh. Do độ xuôi (cụp) lớn của cạnh trước ụ cánh, giống như trên cánh hình tam giác, xuất hiện dòng tràn từ bề mặt dưới lên bề mặt trên cánh, và tạo thành hai bó xoáy. Chừng nào góc tấn dương, các xoáy này đi qua bề mặt trên của cánh, mà bên trong chúng {173} có sự pha loãng đáng kể dòng chất lưu, nên dưới ảnh hưởng của các bó xoáy này, tải trọng khí động học của cánh tăng, lực nâng cũng tăng. Tuy nhiên, những bó xoáy trên có thể tác động tiêu cực đến dòng chảy bao xung quanh đuôi ngang và đuôi đứng.

(http://www.krugosvet.ru/images/1001164_0989_003.gif)

Tất cả những yếu tố kể trên, ảnh hưởng đến độ lớn của tốc độ tròng trành (stalling speed; скорость сваливания), nghĩa là đến tốc độ đối không (воздушная скорость; airspeed) cuối tuyệt đối tối thiểu cho phép khi phóng bằng máy phóng, được nghiên cứu và sử dụng trong việc thiết kế chế tạo các máy bay trên hạm khởi động từ máy phóng.

Chất lượng lái hoặc các đặc tính bay của máy bay ở các góc tấn lớn cận tới hạn có thể không chấp nhận được từ quan điểm phi công mất khả năng lái máy bay chính xác do tác động của lực tăng tốc, và có thể mất định hướng trong không gian, diễn ra trong thời gian phóng.

Chất lượng lái của máy bay được đánh giá từ quan điểm này trong quá trình tiệm cận dần dần tới tốc độ tách dòng (скорость срыва; speed stall) bình thường (với quá tải đơn vị) và tốc độ tách dòng với quá tải lớn hơn đơn vị trong quá trình thử nghiệm.

Tốc độ đối không tối thiểu, mà nhờ nó máy bay có thể duy trì được độ cao, là tốc độ bay tương ứng với giá trị tại điểm giao nhau của các đường cong lực đẩy cần thiết và lực đẩy có được ở khu vực tốc độ thấp. Để xác định những thay đổi của lực đẩy cần thiết và lực đẩy có sẵn (tăng tốc ở độ cao không đổi) tùy thuộc vào tốc độ đối không người ta áp dụng những phương pháp chuẩn của thử nghiệm bay. Thường thì tốc độ đối không tối thiểu cuối cùng khi khởi động từ máy phóng, thu được trong các thử nghiệm trên hạm ít nhất là 4 hải lý ( 7,4 km / h ) lớn hơn tốc độ đối không tại điểm giao nhau của các đường cong lực đẩy cần thiết và có sẵn, và rõ ràng, ở một mức độ lớn phụ thuộc vào bản chất quá trình của các đặc tính của lực đẩy cần thiết theo tốc độ đối không. Để minh hoạ, trong hình 3.5 trình bày hai đường cong rất khác nhau của lực đẩy cần thiết - máy bay 1 với gradient âm khá cao của lực đẩy cần thiết ở các tốc độ đối không thấp và máy bay 2 với gradient âm tương đối nhỏ hơn. Tốc độ đối không tối thiểu thu được trên máy bay 1, sẽ có khả năng hơn vượt trên 7 km / h so với tốc độ cần thiết để giữ độ cao, vì bất kỳ sự gia tăng quá mức góc tấn (nâng mũi quá mức) {174} của máy bay hoặc tổn thất tốc độ đối không sau khi phóng sẽ có hậu quả, rõ ràng, rất nghiêm trọng. Tốc độ tối thiểu thu được trên máy bay 1 sẽ không thay đổi phụ thuộc vào nhiệt độ môi trường xung quanh, bởi vì tốc độ đối không này vượt quá tốc độ đối không, cần thiết để giữ độ cao, một lượng không đổi. Tuy nhiên, tốc độ đối không tối thiểu thu được trên máy bay 2, sẽ không thực sự tối thiểu, vì tốc độ đối không này phụ thuộc nhiệt độ không khí trong thời gian các thử nghiệm thực trên hạm. Một khía cạnh khác của sự phân tích các đặc tính của lực đẩy cần thiết và lực đẩy có được của máy bay là gia tốc dọc cho phép tối thiểu hay là lực đẩy thừa sau khi phóng. Đánh giá một loạt máy bay đã chỉ ra rằng giá trị tối thiểu của gia tốc theo chiều dọc, với nó phi công có cảm giác đủ rằng máy bay đang được tăng tốc là 0,04 g hoặc 1,4 km / h / s. Trên máy bay nên đặt giới hạn khi khởi động bằng máy phóng trong những điều kiện mà sự kết hợp của trọng lượng bay lớn {175} và việc giảm lực đẩy dư thừa ở các nhiệt độ không khí cao sẽ gây ra sự giảm gia tốc theo chiều dọc dưới 0,04 g.

(http://scilib-avia.narod.ru/Pavlenko1/images/175.gif)
Рис. 3.5. Кривые располагаемых и потребных тяг самолетов и их продольных ускорений
Hình 3.5. Các đường cong lực đẩy có được và lực đẩy cần thiết của máy bay và các gia tốc dọc của chúng.

Một trong những yếu tố quan trọng nhất là độ xoay máy bay để nâng mũi, nó cần phải có sau khi phóng. Nếu góc nghiêng dọc của máy bay trong thời gian khởi động phóng nhỏ hơn góc xác định bởi bất kỳ các yếu tố nào kể trên khá nhiều, điều đó sẽ tạo ra sự thiếu lực nâng trong khoảng thời gian cần thiết để chuyển máy bay sang góc tấn lớn. Việc thiếu lực nâng gây ra sự tròng trành của máy bay sau khi rời mép boong tàu sân bay, chừng nào chưa tạo được gia tốc thẳng đứng hướng lên đủ lớn để nó thoát khỏi đường bay ngang. Để có tốc độ đối không cuối cùng này khi phóng bằng máy phóng, chiều dài phân đoạn trong đó xảy ra hiện tượng hạ thấp (просадка), được thay đổi tùy theo thời gian cần thiết để nâng mũi, mức thiếu lực nâng bình quân trong quá trình xoay máy bay và dự trữ lực nâng và lực đẩy có sẵn ở vị trí cuối cùng của máy bay. Chiều dài đoạn xảy ra hạ thấp, với tư cách chức năng xoay máy bay cần thiết để nâng mũi không thể xác định được với độ chính xác đầy đủ trong quá trình phóng trên bờ do ảnh hưởng thể hiện rõ ràng của mặt đất đến các đặc tính xoay của máy bay để nâng mũi. Để xác định chính xác hơn độ xoay máy bay cần thiết để nâng mũi và mối quan hệ tương hỗ của nó với các yếu tố khác xác định tốc độ đối không cuối tối thiểu khi phóng bằng máy phóng, trước khi thử nghiệm trên hạm, bằng cách mô phỏng trên máy tính, sẽ thực hiện phân tích động lực học các đặc tính cất cánh bằng máy phóng. Việc mô hình hóa được dựa trên các phương trình chuyển động, đưa vào cả sự đóng góp tạo năng lượng tích lũy bởi sát-xi càng mũi và sát-xi càng chủ trong quá trình phóng.

Vấn đề chính phải được nghiên cứu khi khởi động bằng máy phóng, là ảnh hưởng của vị trí của các thiết bị biến đổi (trimmers) điều khiển dọc tới độ xoay máy bay cần thiết để nâng mũi. tới góc tách đất, tới tốc độ đối không và góc tấn, tiệm cận sát với các giá trị mà tại đó chất lượng lái không được thỏa mãn. Từ quan điểm dự đoán và lặp lại các đặc tính của máy bay trong quá trình xoay để nâng mũi và ngay sau khi hoàn thành quá trình này, rất cần để phi công áp dụng hoặc kỹ thuật lái "cố định" hoặc kỹ thuật lái "tự do" {176} trong mối quan hệ theo chiều dọc kết hợp với vị trí chọn sẵn của các trimmers kiểm soát theo chiều dọc. Gọi là kỹ thuật lái "cố định" vì phi công giữ tay nắm điều khiển theo chiều dọc ở một vị trí cố định trong thời gian khởi động trên máy phóng và ngay sau đó, còn gọi kỹ thuật lái "tự do" là vì phi công được cung cấp khả năng tự do lớn đối với tay lái theo chiều dọc, ngay sau khi các lực khí động học tác động tới cơ phận điều khiển theo chiều dọc.
.........

(tiếp)

Kỹ thuật lái không mong muốn nhất xét từ quan điểm nhận được các đặc tính lái thỏa đáng tại thời điểm (máy bay) tách sàn là giữ cho tay lái hoàn toàn hoặc gần như hoàn toàn lệch so với chính mình tại phân đoạn khởi động phóng cuối cùng để bù đắp cho hiệu quả ban đầu thấp của điều khiển theo chiều dọc với trimmer lựa chọn hoàn toàn về mình. Kỹ thuật lái này đòi hỏi phi công lên kế hoạch trước trả lại tay cần điều khiển để giữ góc nghiêng dọc quy định (góc tấn) sau khi kết thúc quá trình nâng mũi. Mặc dù vị trí của các trimmers điều khiển theo chiều dọc và kỹ thuật nâng mũi sẽ được xác định trong thời gian làm các thử nghiệm phóng trên bờ, việc sử dụng mô phỏng là hữu ích cho đánh giá tác động của mối quan hệ giữa tốc độ xoay của máy bay để nâng mũi, chiều dài phân đoạn xảy ra hạ thấp, và sự gần kề với giới hạn cho phép về phẩm chất lái như chức năng của tốc độ đối không, sự định tâm, các đặc điểm quán tính của chuyển động, vv. Ví dụ, cài đặt các trimmers ở vị trí đảm bảo cân bằng trên góc tấn lớn hơn cần thiết để giữ cho máy bay bay ngang ở tư thế không gian tại thời điểm tách sàn, đảm bảo tốc độ thay đổi góc nghiêng dọc cao, và do đó, chiều dài phân đoạn xảy ra hại thấp sẽ giảm, nhưng có bất lợi là nó buộc phi công phải làm việc bằng tay cần điều khiển theo chiều dọc rất mạnh mẽ, để chấm dứt sự xoay máy bay ở vị trí yêu cầu và ngăn chặn sự nâng mũi quá mức. Khi cài đặt các trimmers đảm bảo sự cân bằng ở góc tấn nhỏ hơn, chúng ta nhận được hiện tượng ngược lại: sự gia tăng chiều dài phân đoạn xảy ra hạ thấp do giảm tốc độ thay đổi góc nghiêng dọc (тангаж). Tuy nhiên, thiết lập này có lợi thế vì nó cho phép xoay êm ái máy bay đến giá trị giới hạn tương ứng với {177} các đặc tính còn được chấp nhận, và chấm dứt bất cứ lúc nào sự xoay này mà không cần phi công trả lại tay cần. Để đánh giá các đặc tính của quá trình xoay máy bay nhằm nâng mũi máy bay và quá trình hạ thấp (просадка) ở một tập giá trị xác định của trọng lượng bay, nhiệt độ không khí và tải trọng bên ngoài, những yếu tố rõ ràng bị giới hạn bởi các tiêu chuẩn lực đẩy yêu cầu - lực đẩy có sẵn, còn để đánh giá ảnh hưởng của sự định tâm và các đặc điểm quán tính của chuyển động của góc nghiêng dọc đối với các giá treo ngoài đa mục đích điển hình người ta cũng áp dụng mô hình hóa.

Từ những điều trên rõ ràng là tốc độ đối không tối thiểu cho phép ở một khối lượng và tải trọng bên ngoài nhất định của máy bay thường được xác định không phải chỉ bằng một tiêu chí cụ thể. Thông thường, đối với một loại máy bay nó được xác định từ hai đến bốn giá trị vận tốc đối không cuối cùng tối thiểu trên máy phóng tùy thuộc vào các yếu tố xác định tốc độ đối không tối thiểu, thay đổi trong phạm vi dải khối lượng và tải trọng mang bên ngoài của máy bay. Có các tiêu chuẩn để nhận được tốc độ đối không tối thiểu cho phép, được xác định theo tốc độ tròng trành và tốc độ đối không, cần thiết để duy trì độ cao. Tốc độ đối không tối thiểu cuối cùng khởi động trên máy phóng, xác định theo tốc độ đối không, sự mất mát tương ứng các phẩm chất lái, và theo giá trị cần phải tăng của góc tấn, thường là 4 ... 7 km / h cao hơn tốc độ đối không, tương ứng với sự mất mát các phẩm chất lái trong sự kết hợp với yêu cầu hạ thấp không quá 6 m.

Một khía cạnh quan trọng nữa của hoạt động phóng máy bay từ tàu sân bay đáng xem xét là sự khác biệt giữa các điều kiện thử nghiệm và thực tế khai thác. Để tính đến những khác biệt này từ kinh nghiệm thử nghiệm và khai thác, đã quy định rằng, nói chung trong các điều kiện khai thác sử dụng khởi động bằng máy phóng, nên thực hiện với tốc độ 18,5-28 km / h (10-15 hải lý) cao hơn tốc độ đối không tối thiểu cuối cùng khi khởi động bằng máy phóng, xác định bằng các tiêu chí trên. Tuy nhiên, tồn tại các điều kiện hoạt động mà theo đó không thể đảm bảo dự trữ tiêu chuẩn của tốc độ đối không 18-28 km / h (10-15 hải lý) và chỉ huy phi hành đoàn phải đưa ra quyết định đối với việc khởi động trên máy phóng cần thực hiện như thế nào cho gần với tốc độ đối không tối thiểu xác định được trong các thử nghiệm. Ví dụ, máy bay A-4E trọng lượng {178} là 10900 kg, tại nhiệt độ không khí 32,2 ° C đòi hỏi tốc độ dòng không khí trên boong là 46 km / h (25 hải lý) để khởi động từ máy phóng ở tốc độ đối không tối thiểu, và nếu không có gió bề mặt và TSB chỉ có thể di chuyển với tốc độ 55 km / h (30 hải lý), việc phóng máy bay nên được thực hiện hoặc với dự trữ tốc độ đối không 9 km / h (5 hải lý), hoặc sau khi giảm tải trọng mang. Vì vậy, quyết định mà chỉ huy phi hành đoàn đưa ra một phần phụ thuộc vào kiến thức của anh ta làm thế nào để có được tốc độ đối không tối thiểu, kiến thức về các đặc tính của máy bay và trình độ được đào luyện của đội ngũ bay.

Một đặc điểm quan trọng của sự khởi động bằng máy phóng của máy bay trên tàu sân bay là việc hơi nước của máy phóng rơi vào cửa hút không khí của động cơ và ảnh hưởng của nó đến sự làm việc ổn định của động cơ. Như đã đề cập ở trên, sự làm việc ổn định của động cơ khi hơi nước của máy phóng lọt vào bị ảnh hưởng bởi ba yếu tố: sự gia nhiệt không đồng đều ở đầu vào máy nén; sự thay đổi tính chất vật lý của hỗn hợp hơi nước không khí so với không khí; sự bay hơi các giọt nước li ti xuất hiện do hơi nước quá nhiệt của máy phóng tiếp xúc với không khí. Yếu tố chính trong đó là nhiệt độ tăng nhanh theo thời gian ở đầu vào máy nén với sự không đồng đều khá lớn của trường phân bố nhiệt độ. Tại hình 3.6 cho thấy đặc tính chất lượng của sự thay đổi các chế độ làm việc của động cơ trên đặc tính máy nén. Sự hiện diện của trường nhiệt độ không đồng đều do sự rơi không đối xứng của hơi nước tại lối vào cửa hút không khí dẫn đến tăng cường thêm nữa sự tác động nhiệt độ tới hoạt động ổn định của động cơ. Hiệu ứng nhiệt dẫn đến sự thay đổi các thông số của máy nén và chế độ hoạt động của nó. Trong giai đoạn đầu của thời gian (từ t1 đến t2) tần số quay và tiêu thụ nhiên liệu do quán tính của hệ thống điều chỉnh vẫn hầu như không thay đổi. Tuy nhiên, các tần số quay npr dẫn ra và tiêu hao không khí Gpr giảm đáng kể, vì các đại lượng đó tỉ lệ nghịch với căn bậc hai của nhiệt độ không khí ở đầu vào máy nén khí. Điểm làm việc trên đường đặc tính máy nén di chuyển một cách nhanh chóng đến đường biên giới 2 hoạt động thất thường của máy nén và vào thời điểm t2 xảy ra hoạt động không ổn định của máy nén - tăng giảm đột ngột vòng quay động cơ. Đồng thời xuất hiện tiếng gõ, sự gia tăng nhiệt độ gaz sau tua bin và sự giảm tốc độ qiay của rotor. Áp lực sau máy nén giảm mạnh, và phát sinh dao động của nó, còn áp lực {179} tại lối vào máy nén tăng một chút, điều này được giải thích bởi việc phóng một phần không khí nén từ máy nén đến lối vào thông qua một khu vực đứt đoạn.

(http://scilib-avia.narod.ru/Pavlenko1/images/180.gif)
Рис. 3.6. Характер изменения πк* от Gnp компрессора:
1 — точка рабочего режима; 2 — граница неустойчивой работы; 1' — точка режима работы при повышении температуры на входе в компрессор; 2' — точка режима работы из-за изменения характеристик рабочего тела
Hình 3.6. Đặc điểm thay đổi pk theo Gpr của máy nén:
1- điểm chế độ làm việc; 2- giới hạn làm việc ổn định; 1'- điểm chế độ làm việc khi nâng nhiệt độ ở cửa vào máy nén; 2'- điểm làm việc do thay đổi đặc tính chất công tác.

Nếu dự trữ ổn định của máy nén là đủ khi có tác động nhiệt, thì kết quả của việc nung nóng không khí là điểm làm việc trên đường đặc tính máy nén dịch chuyển từ điểm 1 đến 1', và chỉ số đoạn nhiệt thấp hơn, sẽ xảy ra sự thay đổi vị trí điểm hoạt động trên đường đặc tính của máy nén từ 1' đến 2' và phát sinh sự hoạt động không ổn định của động cơ.

Yếu tố thứ ba - sự bay hơi của các giọt nước li ti rơi vào máy nén của động cơ, làm giảm nhiệt độ sau tầng máy nén, mà trong tầng đó diễn ra sự bay hơi. Áp suất sau tầng này vẫn gần như không đổi. Việc giảm nhiệt độ không khí sau tầng dẫn đến sự thay đổi các đặc tính làm việc của động cơ do những thay đổi trong công suất máy nén và công suất sẵn có của tuabin. Nó cũng dẫn đến sự không phù hợp giữa các tầng máy nén do tăng góc tấn của cánh máy nén. Hiệu quả tổng cộng của những thay đổi này là việc giảm dự trữ ổn định của máy nén. {180}

Nếu có sự hoạt động không ổn định của máy nén động cơ đối với máy phóng khi khởi động, bạn có thể sử dụng một số biện pháp để ngăn chặn nó. Một trong những phương pháp truyền thống là cho qua không khí từ máy nén vào khí quyển hoặc vào chu trình thứ hai. Điều này kèm theo sự giảm không đáng kể tần số quay của máy nén, giảm hệ số lực nâng của cánh quạt, làm tăng dự trữ ổn định. Tuy nhiên, điều này làm giảm mức độ gia tăng áp suất không khí trong máy nén, kèm theo việc giảm lực kéo. Tùy thuộc vào mức độ tổn thất của lực kéo mà có thể làm giảm tải trọng có ích của máy bay, trong nhiều trường hợp là điều rất không mong muốn.

Một phương pháp khác giải quyết vấn đề, liên quan đến việc hơi nước từ máy phóng xâm nhập đầu vào động cơ, là việc thực hiện khởi động từ máy phóng khi có dòng không khí mạnh trên boong. Luồng khí mạnh trên boong sẽ ép hơi nước tuôn ra từ máy phóng đi khắp bề mặt boong tàu sân bay, làm giảm khả năng chúng rơi vào động cơ, cũng như tăng cường độ truyền nhiệt hơi nước-không khí và làm giảm nhiệt độ trung bình của hỗn hợp hơi không khí. Tuy nhiên, làm việc khi có dòng không khí mạnh trên boong có thể làm giảm tính linh hoạt trong việc sử dụng chiến đấu các máy bay trên tàu sân bay.

Một phương pháp rất triệt để là sử dụng các máy phóng được cải tiến, ở các máy đó đã giảm đáng kể lượng hơi nước tuôn ra nhờ hoàn thiện hệ thống làm kín.
.........

(tiếp)

3.2. Cất cánh chạy đà ngắn

Sự cất cánh của máy bay hải quân trên hạm với đường chạy đà ngắn bao gồm hai giai đoạn: chạy đà ngắn đến tốc độ cất cánh tách sàn boong và tăng tốc máy bay trong không khí sau khi tách boong. Các khoảng cách mà máy bay vượt qua trong các giai đoạn này, được gọi tương ứng là chiều dài chạy đà và chiều dài tăng tốc.

Các phương trình chuyển động của máy bay khi chạy đà cũng giống như đã dẫn trong các công thức (3.1), (3.2) và (3.3), ngoại trừ việc thiếu lực Pk trong công thức (3.1), là lực gia tốc của máy phóng.

Phần đầu tiên của đoạn chạy đà được thực hiện trên ba điểm tựa. Khi các bánh lái (độ cao) có hiệu lực, góc nghiêng dọc của máy bay tăng nhẹ, do đó gối tựa trước được tách khỏi đất và đoạn chạy đà tiếp theo đến tốc độ cất cánh tách đất được thực hiện trên các bánh xe càng chủ. {181}

Để từ khi bắt đầu chuyển động sự tăng tốc là lớn nhất, thì trước khi bắt đầu chạy đà các bánh xe được hãm lại và động cơ được đưa vào chể độ tối đa (đốt sau tăng lực), sau đó hệ thống phanh được nhả.

Đến trước tốc độ 100-110 km / h máy bay hầu như không đáp ứng với độ lệch bánh lái hướng. Vì vậy, vào đầu đoạn chạy đà thì hướng phải giữ bằng điều khiển bánh xe càng trước, còn khi không kiểm soát bánh xe càng trước - bằng cách phanh bất đối xứng các bánh xe càng chính. Cách sau theo khả năng nên tránh, vì nó làm tăng độ dài chạy đà và có thể gây dao động trượt. Với sự gia tăng thêm tốc độ thì bánh lái hướng bắt đầu có hiệu lực. Độ lệch đòi hỏi của nó (ban đầu là lớn) sẽ giảm dần.

Ổn định hành trình của chuyển động máy bay trên mặt đất phụ thuộc vào các lực ma sát bên của bánh xe Zo.k (xem hình. 3.7), bánh xe càng trước Zp.k, lực khí động học bên Z và mô-men của các lực này đối với trọng tâm khối lượng của máy bay.

Ở các tốc độ thấp sự ổn định hành trình chủ yếu chịu ảnh hưởng của các lực ma sát bên Zo.k và Zp.k. {182}

(http://scilib-avia.narod.ru/Pavlenko1/images/182.gif)
Hình 3,7. Các lực ma sát bên của các bánh xe chủ, bánh xe trước và lực khí động học bên.

Lực ma sát bên của các bánh xe càng chủ đặt phía sau trọng tâm, và do đó tạo ra một mô-men ổn định My о.к, có xu hướng loại bỏ góc trượt β. Lực ma sát bên của bánh xe càng trước tạo ra mô-men gây mất ổn định My p.k, có xu hướng tăng góc trượt. Đó là lý do tại sao bánh xe càng trước (nếu không kiểm soát được nó) được tự do định hướng, để giảm lực Zp.k và mô men My gần tới bằng không, do đó làm tăng sự ổn định chuyển động của máy bay trên mặt đất.

Sự ổn định theo chiều dọc của máy bay khi chạy đà cất cánh trên các bánh xe càng chính kém hơn một chút khi (máy bay) ở trong không khí, đặc biệt là trong giai đoạn đầu chuyển động trên các bánh xe càng chính sau khi càng bánh trước đã nâng lên. Điều này được diễn giải là do ảnh hưởng gây bất ổn định của phản lực mặt đất khi góc tấn thay đổi. Chúng ta sẽ minh họa điều này nhờ hình. 3.7, trên đó diễn tả sơ đồ các lực tác dụng lên máy bay đang chạy đà cất cánh trên các bánh xe càng chính.

Phản lực tiêu chuẩn N, cùng với lực nâng sẽ cân bằng với trọng lực G của máy bay (thành phần thẳng đứng của lực đẩy Ry = R sin α lúc này chúng ta sẽ bỏ qua)

Y + N = G

Từ đó, độ lớn của lực N được xác định như sự khác biệt giữa các lực G và Y:

N = G - Y

Lực ma sát F bằng với tích số của hệ số ma sát f với độ lớn của lực N:

F = f (G - Y). (3.5)

Giả sử, góc tấn của máy bay vì lý do nào đó ngẫu nhiên tăng Δα. Trong trường hợp này, lực nâng sẽ tăng ΔY, còn phản lực tiêu chuẩn sẽ giảm đi cùng một độ lớn như thế ΔN = -ΔY. Sự thay đổi ΔN của phản lực tiêu chuẩn sẽ có hướng xuống dưới, và với cánh tay đòn a (hình 3.08) tạo ra mô men bổ sung đối với trọng tâm ΔMz = ΔN x a, hướng lên trên, sẽ tạo khả năng tiếp tục tăng, góc tấn, do đó làm giảm sự ổn định theo chiều dọc.

(http://scilib-avia.narod.ru/Pavlenko1/images/184.gif)
Рис. 3.8. Силы, действующие на самолет в процессе разбега
Hình 3.08. Các lực tác dụng lên máy bay trong quá trình chạy đà cất cánh.
.........

(tiếp)

Sự thay đổi lực ma sát ΔF = f ΔN hướng theo chiều ngược lại và nói chính xác là sẽ tạo ra thêm mô men gây bất ổn định ΔMz = ΔF b, do đó trong vài giây đầu tiên sau khi nâng càng bánh trước {183}, sự ổn định theo chiều dọc của máy bay giảm xuống. Với sự gia tăng tốc độ tiếp theo, các lực như phản lục N của mặt đất và lực F sẽ nhanh chóng giảm và sự ổn định theo chiều dọc sẽ được cải thiện.

Việc nâng bánh xe càng trước của các loại máy bay hiện đại khác nhau thực hiện ở tốc độ 150-300 km / h, trong đó, thứ nhất, tốc độ cần phải đủ để phát huy hiệu quả cần thiết của cánh đuôi ngang, thứ hai, để đạt được độ dài chạy đà cất cánh tối thiểu thiết lập một góc tấn tối ưu mà với góc tấn đó gia tốc chạy đà cất cánh là tối đa.

Khi tăng góc tấn thì sức cản chính diện cũng tăng và thành phần nằm ngang của lực đẩy Pcosα giảm nhẹ. Nhưng trong trường hợp này do sự gia tăng lực nâng và thành phần thẳng đứng của lực đẩy Psinα nên giảm được phản lực mặt đất N, và tiếp đến là giảm lực ma sát F.

Tính đến tất cả các yếu tố trên, góc tấn tối ưu khi chạy đà trên bề mặt cứng là 2-3°. Vì vậy, để giảm chiều dài chạy đà thì tốt nhất là chạy đà trên ba điểm tựa, và chỉ nhấc càng bánh trước ngay trước khi tách đất, khi tốc độ còn cách tốc độ cất cánh tách đất khoảng 20-30 km / h.

Phương pháp chạy đà này để thực hiện rất đơn giản, vì nó không đòi hỏi sự điều khiển theo phương dọc một cách chính xác. Nó đảm bảo chiều dài chạy đà tối thiểu và tầm nhìn về phía trước tốt. Điểm bất lợi của nó là tải trọng lớn đè trên bánh xe, đặc biệt là càng trước. Vì vậy, trên các máy bay trên, tốc độ cho phép đối với bánh trước giới hạn việc thực hiện chạy đà trên ba điểm tựa, bánh xe càng trước được nâng lên ngay sau khi cánh đuôi phát huy được hiệu quả cần thiết. Trong đó, bánh xe chỉ hơi tách khỏi mặt đất và việc chạy đà diễn ra ở tư thế này. Trong quá trình đạt tốc độ, khi tốc độ ở điểm nhỏ hơn 20-30 km / h so với tốc độ tách đất, cần phải êm thuận, nhưng đủ nhanh, tăng góc tấn đến αotr (góc tách đất), đồng thời đảm bảo không tăng vượt quá giá trị giới hạn. Khi tốc độ đạt đến V = Votr sẽ xảy ra hiện tượng máy bay tách khỏi mặt đất một cách êm thuận.

Các lực tác dụng lên máy bay trong thời gian chạy đà cất cánh, thể hiện trên hình. 3.7, và sự thay đổi của các lực này trong quá trình chạy đà - trên hình. 3.8.

Lưu ý rằng lực đẩy của động cơ lớn hơn tổng lực X + F vài lần, và thay đổi khá nhỏ. Lực cản chính diện sẽ tăng còn lực ma sát F của bánh xe giảm theo mức tăng tốc độ. Tổng lực X + F cũng thay đổi rất ít. Do đó, chuyển động của máy bay trong thời gian chạy đà cất cánh có thể giả định là gia tốc cân bằng (gia tốc đều).

Khi đó, chiều dài và thời gian chạy đà Lp và tp tùy thuộc vào tốc độ tách đất, được xác định theo công thức của chuyển động có gia tốc đều:

(http://i668.photobucket.com/albums/vv46/qtdc/Ct36.jpg) (http://s668.photobucket.com/user/qtdc/media/Ct36.jpg.html)

Vì tại thời điểm tách đất lực nâng bằng với trọng lực, nên

(http://i668.photobucket.com/albums/vv46/qtdc/Ct37.jpg) (http://s668.photobucket.com/user/qtdc/media/Ct37.jpg.html)

Gia tốc bình quân jср phụ thuộc các lực hướng theo tiếp tuyền quỹ đạo, và trọng lượng máy bay. Tính đến công thức (3.5) chúng ta nhận được:

(http://i668.photobucket.com/albums/vv46/qtdc/Ct38a.jpg) (http://s668.photobucket.com/user/qtdc/media/Ct38a.jpg.html)

Đặt giá trị jср và Vотр2 vào công thức (3.6), ta nhận được:

(http://i668.photobucket.com/albums/vv46/qtdc/Ct38.jpg) (http://s668.photobucket.com/user/qtdc/media/Ct38.jpg.html)

Trong các công thức (3.7) và (3.08) cy отр được lấy đối với cấu hình cất cánh của máy bay, nghĩa là tính đến tư thế của cánh, đã bung các cơ cấu cơ khí cánh và ảnh hưởng của việc gần mặt đất. Hệ số ma sát khi chạy đà trên đường băng cứng f = 0,03... 0,05.

Cần biết rằng việc chạy đà ngắn của máy bay hải quân trên hạm bị hạn chế bởi chiều dài boong bay của con tàu, {185} nghĩa là nếu áp dụng cho tàu sân bay - đường chạy đà đó tầm khoảng 180...200 m. Để đạt được chiều dài chạy đà như vậy của các máy bay hiện đại thì việc sử dụng lực đẩy có vector quay là thích hợp nhất.

Quan hệ T/W (lực đẩy/tải trọng của máy bay; тяговооруженность) xuất phát của các máy bay cơ động hiện đại gần như bằng nhau, và trong một số trường hợp vượt qua mức đó. Vì vậy, để giảm tốc độ tách đất sẽ thực hiện khả năng quay vector lực đẩy hướng lên trên mà không có sự suy giảm đáng kể khả năng tăng tốc sau khi tách đất. Tỉ số T/W xuất phát của các máy bay cường kích, máy bay vận tải và tầm xa nhỏ hơn ở các máy bay cơ động, tuy nhiên vector lực đẩy của thiết bị động lực có thể được xoay hướng lên trên để giảm tốc độ tách đất, trong khi duy trì thành phần lực đẩy tiếp tuyến cần thiết để tăng tốc hoặc đảm bảo quá tải tiếp tuyến nx отр an toàn (để tăng tốc tiếp theo sau khi tách đất).

Góc lệch tối ưu của lực đẩy thiết bị động lực φotr, đảm bảo quá tải tiếp tuyến nx отр cần thiết, và tốc độ tách đất thấp nhất Vотр được xác định từ cách giải chung của hệ phương trình đại số tuyến tính:

(http://scilib-avia.narod.ru/Pavlenko1/images/186.gif)

với Iвх, Iвых - các xung giây ở đầu vào và đầu ra của động cơ nâng-hành trình (PMD);
cy отр, cx отр - các hệ số lực nâng khí động học và lực cản chính diện của máy bay;
ρ và S - mật độ không khí và diện tích của cánh;
Gотр - khối lượng máy bay khi tách đất.

Trong phân tích này đã bỏ qua vấn đề cân bằng các mô men theo chiều dọc và tính đầy đủ về hiệu quả của cơ cấu điều khiển đối với tâm khối lượng của máy bay. Tuy nhiên, có một khả năng chuyển vị trí như vậy của thiết bị quay PMD trên máy bay trong quá trình bố trí của nó, trong đó mô men theo chiều dọc do lực đẩy của thiết bị động lực tạo điều kiện làm giảm mô-đun cân bằng {186} lệch của bánh lái độ cao và tăng dự trữ hành trình có sẵn của bánh lái độ cao chống rối loạn và kiểm soát góc tấn trong quá trình cất cánh và hạ cánh.

Lời giải chính xác của các phương trình (3.9) và (3.10) chỉ có thể tính được bằng các phương pháp số. Tuy nhiên, giả định về độ nhỏ của xung giây đầu vào (Iвх » 0) so với xung giây đầu ra (sai số được phép sẽ giảm theo mức tăng tỷ lệ T/W lực đẩy/trọng lượng của máy bay) cho phép nhận được các lời giải giải tích gần đúng:

(http://scilib-avia.narod.ru/Pavlenko1/images/187.gif)

Tỉ số T/W của máy bay (Iвых/Gотр) càng lớn, thì càng có khả năng nghiêng vector lực đẩy của thiết bị động lực lên phía trên góc lớn hơn, công thức (3.12), trong khi duy trì sự quá tải tiếp tuyến nx отр cần thiết để tăng tốc và tốc độ cất cánh càng nhỏ hơn, biểu thức (3.11). Khi Iвых/Gотр > 1 thì có thể khởi động điểm; khi Iвых/Gотр < 1 góc lệch tối đa cần thiết của thiết bị quay không vượt quá π / 2.

Bổ sung cho các phương trình quá tải tiêu chuẩn và tiếp tuyến (3.9) và (3.10), cần phải tính đến mô men theo chiều dọc, tác động lên máy bay (có tính đến các mô men của thiết bị động lực).
........

(tiếp)

Như vậy, để xác định góc quay của vector lực đẩy, tốc độ tách đất Votr, độ dịch chuyển cần thiết của thiết bị quay đối với trọng tâm khối lượng lúc cất cánh và hạ cánh đòi hỏi phải có nghiệm chung của ba phương trình đại số tuyến tính. Điều kiện trong trường hợp này như sau: tại thời điểm tách đất phải đảm bảo sự cân bằng của các lực tiêu chuẩn ny отр = 1, sự cân bằng các mô men dọc Mz отр = 0 và quá tải tiếp tuyến nx = nx отр có giá trị dương nhất định, đảm bảo khả năng tăng tốc của máy bay sau khi tách đất.

Sự cân bằng các mô men dọc Mz отр = 0 phải đạt được với độ lệch tương ứng của bánh lái độ cao một góc δv.otr. Bánh lái độ cao phải ở vào khoảng giữa dải lệch: {187}

(http://i668.photobucket.com/albums/vv46/qtdc/Ct31x.jpg) (http://s668.photobucket.com/user/qtdc/media/Ct31x.jpg.html)

Với điều kiện này, sẽ đảm bảo có mô-men xoắn điều khiển lớn nhất cả khi bổ nhào, khi ngóc lên, cũng như khi chống đỡ các dòng khí rối loạn bên ngoài và bảo đảm cân bằng theo chiều dọc của máy bay khi thay đổi các điều kiện khai thác (các phương án treo, điều kiện thời tiết và vv.).

(http://scilib-avia.narod.ru/Pavlenko1/images/188_1.gif)
Рис. 3.9. Зависимость относительной скорости Vотр отрыва самолета от угла φ поворота вектора тяги (тяговооруженность самолета 0,7) при разных взлетных массах

Hình 3.9. Sự phụ thuộc của tốc độ tách đất tương đối Vотр của máy bay vào góc quay φ của vector lực đẩy (tỉ lệ lực đẩy/trọng lượng của máy bay 0,7) tại các giá trị khác nhau của trọng lượng cất cánh.

Tính toán dựa trên các công thức đã dẫn ra cho thấy hiệu quả cao của việc quay vector lực đẩy của thiết bị động lực trong chế độ cất cánh. Như trên hình 3.9 cho thấy sự phụ thuộc của các tốc độ tách đất tương đối của máy bay với tỷ lệ lực đẩy trên trọng lượng trung bình (μ = 0,7) vào góc quay của vector lực đẩy của thiết bị động lực tại các giá trị khác nhau của trọng lượng cất cánh của máy bay, còn trên hình 3.10 - thể hiện sự phụ thuộc của chiều dài chạy đà cất cánh vào các tham số đó.

(http://scilib-avia.narod.ru/Pavlenko1/images/188_2.gif)
Рис. 3.10. Зависимость относительной длины разбега самолета от угла поворота вектора тяги силовой установки (тяговооруженность самолета 0,7) при разных взлетных массах

Hình 3.10. Sự phụ thuộc của độ dài chạy đà tương đối của máy bay vào góc xoay vec-tơ lực đấy của thiết bị động lực (tỉ lệ lực đẩy/trọng lượng của máy bay 0,7) tại các giá trị trọng lượng cất cánh khác nhau.

Như ta thấy trên hình. 3.9 và 3.10, việc tăng góc quay vector lực đẩy của thiết bị động lực làm giảm đáng kể tốc độ tách đất của máy bay. Chẳng hạn, vòng quay của vector lực đẩy đến 30 ° sẽ làm giảm tốc độ tách đất 14 ... 22%, và nó được giảm ở một mức độ lớn hơn khi giảm trọng lượng cất cánh và tăng tương ứng tỷ lệ lực đẩy/trọng lượng. Chiều dài chạy đà cất cánh khi quay vector lực đẩy đi 30 ° được giảm 9... 25%. Với sự gia tăng tỷ lệ lực đẩy trọng lượng thì chiều dài đường chạy đà còn được giảm nhiều hơn, trong khi đó việc giảm nó theo góc quay của vector lực đẩy sẽ có giá trị tối thiểu, mà theo mức tăng tỷ lệ lực đẩy trọng lượng sẽ dịch chuyển với các góc lớn.

Ở các máy bay cất cánh và hạ cánh ngắn có quay vector lực đẩy của thiết bị động lực, nhằm mục đích cải thiện các đặc tính cất-hạ cánh đảm bảo một cách thích hợp cách bố trí của nó, sao cho có thể đạt được chi phí hành trình thấp nhất của bánh lái để đảm bảo cân bằng, trong khi đó để lại càng nhiều càng tốt dự trữ hành trình của bánh lái để điều khiển máy bay và chống đỡ ảnh hưởng bên ngoài. Cùng với đó là sự bố trí thực tế thiết bị quay của động cơ với sự quay vector lực đẩy đối với trọng tâm khối lượng (CM) và lựa chọn các thông số thiết kế, đảm bảo tốc độ tách đất (tiếp đất) thấp nhất ở vị trí cân bằng trung hòa của bánh lái độ cao đối với các tỷ lệ lực đẩy trọng lượng khác nhau và với các tải trọng riêng trên cánh máy bay.

Ta hãy xem xét các lực tĩnh học và các mô men tác động vào máy bay tại thời điểm tách đất (xem hình. 3.11). Xung giây (секундный импульс; sekundenimpuls; the second pulse) đầu vào Iвх được đặt vào khoảng trung tâm diện tích cửa hút gió ở khoảng cách rв(хв, yв) so với CM của máy bay và hướng theo vector vận tốc của dòng chất lưu chảy. {189}. Mô-đun của nó được xác định bởi lưu lượng không khí qua động cơ mв và vận tốc V.

Hướng của xung giây đầu ra Iвых được quy định bởi độ lệch của thiết bị quay PMD một góc φс so với trục dọc của máy bay. Đường tác động của vector của nó đi qua trung tâm diện tích loa phụt, cách một khoảng rс(хс, yс). Các tính toán được thực hiện cho máy bay với các giá trị khác nhau của tỷ lệ lực đẩy trọng lượng (μ = 0,5 ... 1,0) và tải trọng phân trên cánh (p = 300-500 daN / m 2); các đặc tính khí động học tương ứng với máy bay cận âm có cánh thẳng: ус = 0; хв = 3;ув = 0.

(http://scilib-avia.narod.ru/Pavlenko1/images/190.gif)
Рис. 3.11. Статические силы и моменты, действующие иа самолет в момент отрыва

Hình 3.11. Các lực và mô men tĩnh học tác dụng lên máy bay ở thời điểm tách đất

Hình. 3.12, a, b, v cho thấy đồ thị phụ thuộc của tốc độ tách đất cất cánh, góc lệch của phễu quay và tọa độ mặt cắt phễu phun vào các giá trị khác nhau của tỷ lệ lực đẩy/trọng lượng và tải trong phân trên cánh khi máy bay tách đất.

(http://scilib-avia.narod.ru/Pavlenko1/images/191.gif)
Рис. 3.12. Зависимость скорости отрыва (а), утла отклонения поворотного сопла (б) и координаты удаления поворотного устройства (в) от центра масс самолета от величины тяговооруженности μ при разных нагрузках на крыло.

Hình 3.12. Sự phụ thuộc của tốc độ tách đất (a), góc lệch phễu quay (б) và tọa độ khoảng cách thiết bị quay (в) so với tâm khối lượng máy bay, vào độ lớn của tỷ số lực đẩy/trọng lượng μ tại các tải trọng mang trên cánh khác nhau.

Có thể thấy rằng tốc độ tách đất (Votr) khi cất cánh (xem hình. 3.12, a) giảm khi tăng tỷ lệ lực đẩy/trọng lượng (μ), trong đó cường độ sự thay đổi của nó sẽ gia tăng cùng với việc tăng giá trị p. Mặt khác, tải trọng mang trên cánh (p) càng thấp, thì tốc độ tách đất cũng càng thấp với cùng một giá trị của tỷ lệ lực đẩy/trọng lượng.

Góc lệch yêu cầu của thiết bị quay (φс.отр) (xem hình. 3,12 b) sẽ tăng lên cùng với việc tăng tỷ lệ lực đẩy/trọng lượng của máy bay và hầu như không phụ thuộc tải trọng mang trên cánh (p), trong đó cường độ tăng φс.отр sẽ giảm khi tăng μ. Vì vậy, khi thay đổi μ từ 0,5 đến 0,6 góc lệch phải tăng thêm 10°, còn khi thay đổi μ từ 0,9 đến 1 - chỉ 3°.

Tại một giá trị tỷ lệ lực đẩy/trọng lượng không đổi góc φс.отр sẽ thay đổi chút ít phụ thuộc vào tải trọng cụ thể trên cánh. Ví dụ, đối với μ = 0,6 thì sự khác biệt về φс.отр đối với các tải trọng cụ thể 300 và 500 chỉ là 0,7°.

Tọa độ khoảng cách tâm mặt cắt vòi phun so với tâm khối lượng (CM) máy bay khi cất cánh (xem hình. 3.12, v) là không đáng kể xét về {191} giá trị do độ lớn nhỏ của các mô-men khí động học ở các tốc độ tách đất thấp.
Với sự sụt giảm về tỷ lệ lực đẩy/trọng lượng, thiết bị quay sẽ di chuyển thích hợp về sau một chút so với CM của máy bay để bù đắp mô-men khí động học ngóc lên nhỏ ở vị trí trung gian của bánh lái độ cao (δв = δв*). Sự bù đắp này được bảo đảm bằng mô men do xung đầu ra Iвых.. Với tỷ lệ lực đẩy/trọng lượng không đổi xс.отр sẽ tăng không đáng kể với việc tăng tải trọng mang cụ thể trên cánh.

Độ lệch yêu cầu của thiết bị quay khi tách đất về cơ bản là độc lập với tải trọng mang cụ thể trên cánh. Các tốc độ tách đất nhỏ của máy bay cất-hạ cánh ngắn có thiết bị quay, ngay cả đối với các giá trị nhỏ của tỷ lệ lực đẩy/trọng lượng cũng chứng tỏ hiệu quả lớn của việc sử dụng nó để giảm độ dài cần thiết của đường CHC, cũng như sự cần thiết phải nghiên cứu sự ổn định và khả năng điều khiển của các máy bay tương tự tại các chế độ cất cánh và hạ cánh. Đặc điểm của quá trình chạy đà cất cánh ngắn của máy bay hải quân trên hạm là sự hiện diện của gió tạt ngang.

(http://scilib-avia.narod.ru/Pavlenko1/images/192.gif)
Рис. 3.13. Возникновение кренящего момента вследствие несимметричного обтекания самолета при боковом ветре

Hình 3.13. Sự phát sinh mô men lật do dòng chảy bao không đối xứng của máy bay khi có gió tạt ngang.

Chạy đà cất cánh khi có gió tạt sườn phức tạp hơn nhiều so với chạy đà khi không có gió.
Gió ngang vận tốc W, tạo ra dòng không khí chảy bao máy bay không đối xứng, tức là. E. trượt {192} một góc β xấp xỉ = W / V (Hình. 3.13). Do hiện tượng trượt mà phát sinh mô men lật Mβ, đặc biệt lớn với các máy bay cánh tam giác hoặc cánh hình mũi tên xuôi tại các góc tấn cao. Mô men này được cân bằng bởi các phản lực bổ sung các bánh xe càng chính ΔNп và ΔNл,, mà trên cánh tay đòn c sẽ tạo ra mô men đối kháng. Do sự thay đổi các phản lực tiêu chuẩn ΔNп và ΔNл, nên sẽ thay đổi cả các lực ma sát với các độ lớn ΔFл và ΔFп, hướng ngược chiều lại, tạo ra mô men Мук, xoắn lật máy bay theo gió (trong trường hợp này là sang bên trái).

Cùng với nó, lực khí động ngang Z phát sinh do sự trượt và được đặt phía sau trọng tâm máy bay, tạo ra mô men hành trình khí động học Mβ, có xu hướng quay mũi máy bay ngược chiều gió (trong trường hợp này là về bên phải).

Mô men nào trong hai mô men này sẽ lớn hơn - phụ thuộc vào cách bố trí cụ thể của máy bay. Ở các máy bay có sự ổn định ngang lớn (với cánh mũi tên xuôi hoặc cánh tam giác, cánh bố trí trên) và hiệu quả tương đối thấp của cánh đuôi đứng thì mô men Мук sẽ chiếm ưu thế. Máy bay loại này khi chạy đà cất cánh sẽ thể hiện xu hướng xoay theo chiều gió. Ở máy bay có sự ổn định ngang nhỏ (với cánh thẳng, vị trí cánh thấp) và hiệu quả cánh đuôi tương đối cao, mô men Мyβ chiếm ưu thế. Máy bay loại này khi chạy đà cất cánh sẽ thể hiện xu hướng xoay ngược chiều gió.

Để chống lại mô men Mβ đầu tiên cần phải loại bỏ nguyên nhân của nó, đó là dùng độ lệch tay cần điều khiển chống lại chiều gió, tạo ra một mô men ngang, cân bằng với mô men lật do trượt Мyβ. Khi đó xu hướng của máy bay xoay theo chiều gió sẽ chấm dứt.

Để chống lại mô men Мyβ trước tiên cần phải đẩy lệch bàn đạp theo chiều gió để trực tiếp cân bằng Мyβ bằng mô-men của bánh lái hướng. Thực tế chỉ ra rằng ở tất cả các máy bay, nhưng trong các mức độ hơi khác nhau khi cất cánh có gió tạt ngang, cần phải đẩy lệch cần điều khiển chống lại gió. Các pedal, tùy thuộc vào bố cục máy bay, sẽ được đẩy lệch theo gió hoặc đặt vị trí gần như trung hòa.

Theo mức độ tăng tốc độ chạy đà, hiệu quả {193} của các bánh lái sẽ tăng và các độ lệch của chúng sẽ giảm dần.

Nếu gió ngang quá lớn, độ lệch toàn phần của bánh lái có thể không đủ, khi đó chạy đà thẳng trở thành không thể. Vì lý do này, người ta đưa vào sự hạn chế khả năng cất cánh theo tốc độ gió ngang, điều này còn phụ thuộc vào bố cục cụ thể của máy bay. Đối với mỗi loại máy bay người ta xác định cho nó một tốc độ gió ngang tối đa cho phép khi cất cánh.

Theo căn cứ trên, thì việc cất cánh của máy bay hải quân trên hạm loại chạy đà cất cánh ngắn nên thực hiện theo hướng dọc trục (đối với máy bay) của tổng dòng chảy chất lưu trên boong tàu (tổng các vec-tơ tốc độ gió và tốc độ hành trình của tàu).
.......

(tiếp)

3.3. Cất cánh từ cầu bật

Một phương pháp cất cánh mới của máy bay hải quân trên hạm là cất cánh từ cầu bật. Quá trình cất cánh bằng cầu bật của máy bay hải quân trên hạm gồm (xem hình 3.14) chạy đà thông thường trên phần nằm ngang của boong 1, chạy đà trên cầu bật 2 và phân đoạn trên không 3. Tại phân đoạn thứ nhất (chạy đà trên mặt phẳng nằm ngang của sàn boong) sẽ xảy ra sự tăng tốc của máy bay, cũng như khi cất cánh bình thường từ đường băng. Tại phân đoạn thứ hai máy bay di chuyển trên cầu bật mặt cong, tại đó tới cuối quá trình chuyển động trên cầu bật, máy bay sẽ lấy một góc nghiêng quỹ đạo và chiều cao cụ thể phía trên bề mặt phẳng của chuyển động, điều đó cho phép nó tách khỏi bề mặt hạm tàu tại một quá tải tiêu chuẩn nhỏ hơn đơn vị (ny <1). Điều này dẫn đến khả năng làm giảm đáng kể tốc độ tách đất của máy bay, và do đó là chiều dài đường chạy đà. Giá trị có thể nhỏ nhất của {194} tốc độ tách đất của máy bay cần phải đảm bảo được sự an toàn của đường bay sau khi phóng khỏi cầu bật, nghĩa là để giảm góc nghiêng của quỹ đạo không bị kéo xuống đập mặt nước, và máy bay không bị mất ổn định và khả năng điều khiển. Tại giai đoạn thứ ba (trên không) diễn ra chuyển động nửa đường đạn, sự tăng tốc của máy bay đến tốc độ mà tại đó sự giảm góc nghiêng của quỹ đạo sẽ chấm dứt. Tốc độ này phải bằng hoặc gần với tốc độ tách đất của máy bay khi cất cánh và không có dòng chảy ngoài do tốc độ chuyển động của con tàu.

(http://scilib-avia.narod.ru/Pavlenko1/images/194.gif)
Рис. 3.14. Трамплинный взлет корабельного самолета:
1 — движение по горизонтальной части палубы; 2 — движение по трамплину; 3 — движение на воздушном участке

Hình 3.14. Cất cánh của máy bay hải quân trên hạm từ cầu bật:
1 - chuyển động trên phần nằm ngang của boong bay; 2 - chuyển động trên cầu bật; 3 - chuyển động ở phân đoạn trên không.

Cất cánh từ cầu bật có thể thực hiện bởi các máy bay có thể quay vec-tơ lực đẩy và có hệ thống khí động lực học điều khiển (máy bay VTOL) và các máy bay thông thường không có sự điều khiển vector lực đẩy và ở các máy bay đó áp dụng các cơ cấu điều khiển máy bay thông thường.

3.3.1. Quá trình cất cánh từ cầu bật của các máy bay cất cánh và hạ cánh thẳng đứng (VTOL)

Hình 3.15 cho thấy các mô men cơ bản của động học cất cánh ngắn của máy bay VTOL từ boong bay của tàu sân bay. Khi cất cánh ngắn tốc độ tách của máy bay VTOL đối với boong bay là 166,5 km / h, còn tốc độ đối không là 203,5 km / h (khi tốc độ dòng gió tới là 37 km / h). Khi máy bay đã ở một khoảng cách nhất định phía trước theo hướng của con tàu, phễu phun sẽ được phi công xoay xuống dưới (thường là ở góc gần 50 độ đối với thân máy bay) và máy bay được xoay sao cho góc tấn của cánh tăng {195} đến 4 hoặc 5°. Các điều kiện cất cánh được tạo ra như vậy để tất cả các mô men xung quanh trọng tâm bằng không. Vì vậy, các lực tác dụng lên máy bay, phù hợp với những gì thể hiện trên hình vẽ. Những lực này có thể được đại diện bởi đa giác lực tương ứng. Cần lưu ý rằng phần lớn các trọng lực của máy bay dùng duy trì các động cơ phản lực trong chuyến bay và tạo ra vector lực (đại diện ở đây bằng một mũi tên trắng) đảm bảo gia tốc dương trên quỹ đạo bay và hướng theo chiều ngang. Điều này cho thấy lực nâng là đủ.

(http://scilib-avia.narod.ru/Pavlenko1/images/195.gif)
Рис. 3.15. Основные моменты кинематики короткого взлета СВВП с палубы авианосца.

Hình 3.15. Các mô men cơ bản của động học cất cánh ngắn của máy bay VTOL từ boong bay tàu sân bay.

Tiếp theo, máy bay chuyển sang chuyến bay không có gia tốc tiêu chuẩn tại một khoảng cách nhất định so với mũi tàu (trong thực tế người ta mong muốn trong thời gian mười lăm giây sau chuyển sang chuyến bay chỉ sử dụng lực nâng của cánh).

Khi cất cánh ngắn từ mặt boong phẳng thì trọng lượng cất cánh của máy bay sẽ lớn hơn 20 hoặc 30% trọng lượng của máy bay cất cánh thẳng đứng. Lực nâng của cánh trên hình 3.16 là lực tạo cơ sở tăng trọng lượng cất cánh so với cất cánh theo phương thẳng đứng. Khi chạy đà ngắn cánh máy bay "Harrier" đảm bảo nhận được 90 N lực nâng trên 1 m chạy đà và 160 N cho 1 km / h tốc độ. Nếu điều chỉnh cho chiều dài tương đối của các vectơ lực trong đa giác lực, thì hình 3.15 về cơ bản áp dụng chung được cho tất cả các trường hợp cất cánh ngắn từ boong phẳng với điều kiện việc cất cánh phải được lên kế hoạch theo cách cần phải có và được thực hiện đúng đắn.

Khi cất cánh bằng cầu bật người ta sử dụng hiệu ứng nổi tiếng là tăng thời gian bay của vật được ném bằng cách gán cho nó thành phần theo chiều thẳng đứng của xung ban đầu. Thành phần thẳng đứng của xung ban đầu với máy bay được đảm bảo do sự uốn cong quỹ đạo của nó trong phân đoạn tăng tốc cuối cùng trên boong tàu tại cầu bật mặt cong (xem hình. 3.16). Việc xoay vector lực đẩy của máy bay VTOL khi cất cánh bằng cầu bật được thực hiện vào thời điểm khi máy bay đang ở cuối đoạn đường cất cánh có độ cong, khi tốc độ thấp hơn nhiều so với cất cánh ngắn từ boong phẳng.

Như đa giác lực thể hiện từ bên phải, khi phóng ra khỏi dầm biên thì vector gia tốc hướng về phía trước và xuống dưới (mũi tên trắng). Máy bay chưa thực hiện đường bay vào thời điểm này theo khái niệm thông thường. Vector tổng hợp có hai thành phần quan trọng, một hướng theo {196} quỹ đạo lên của đường bay và làm cơ sở tăng tốc độ đối không (thành phần này đóng một vai trò cực kỳ quan trọng), còn thành phần thứ hai - theo chiều thẳng đứng, nó là trọng lực chưa được lực nâng cánh hỗ trợ trong chuyến bay. Nó sẽ làm lệch dần vector vận tốc xuống dưới.

(http://scilib-avia.narod.ru/Pavlenko1/images/197.gif)
Рис. 3.16. Характеристики и многоугольники сил при трамплинном взлете СВВП

Hình 3.16. Các đặc tính và các đa giác lực khi cất cánh bằng cầu bật của máy bay VTOL

Để đạt được các đặc tính tốt nhất cho máy bay phản lực cất cánh từ cầu bật, cần biết cách làm thế nào để cân bằng hai thành phần này trong quá trình cất cánh.

Với gia tốc dương, đảm bảo tăng tốc độ vài km / h trong một giây, đa giác lực phải có dạng thể hiện trong sơ đồ trung tâm một vài giây sau khi cất cánh từ cầu bật. Do tăng tốc độ mà lực nâng và sức cản chính diện tăng lên so với vị trí đầu tiên. Một phần nhỏ trọng lực của máy bay còn chưa được cân bằng bởi lực nâng của cánh, sự uốn cong quỹ đạo bay xuống dưới giảm, và thành phần gia tốc đang tăng có hướng dọc theo tiếp tuyến với quỹ đạo, đảm bảo gia tăng lớn hơn nữa tốc độ đối không.

Cần lưu ý rằng góc lệch phếu phun đối với thân máy bay có vẫn không đổi trong suốt quá trình diễn ra phân đoạn này của quỹ đạo bay. Điều này được thực hiện để sau khi thay đổi vị trí lần thứ nhất các phễu quay của động cơ khi tách khỏi boong tàu sân bay, phi công có cơ hôi thực hiện các nhiệm vụ đơn giản càng nhiều càng tốt, tức là để giảm gánh nặng cho phi công. {197}

Cuối cùng, từ bên trái trên hình. 3.16 cho thấy các đặc tính của đường bay và đa giác lực, có thể nhìn thấy trên hình. 3.15 khi áp dụng cho cất cánh ngắn từ boong bay phẳng. Từ điểm này của quỹ đạo, phi công có thể bắt đầu đặt lệch phễu phun về phía sau và sau mười lăm giây truyền toàn bộ trọng lực của máy bay sang cánh, cũng như khi cất cánh từ boong bay phẳng.

(http://scilib-avia.narod.ru/Pavlenko1/images/198.gif)
Рис. 3.17. Сравнение короткого взлета и трамплинного взлета

Hình 3.17. So sánh cất cánh ngắn và cất cánh từ cầu bật

Hình. 3.17 trực tiếp so sánh cất cánh ngắn từ boong phẳng và từ cầu bật. Trọng lượng máy bay, cấu hình, lực đẩy thiết bị động lực và các điều kiện khí quyển là như nhau trong cả hai trường hợp. Góc nghiêng của đoạn cầu bật - khoảng 20°.

Quan trọng nhất và ưu thế nhất rõ ràng là cất cánh ngắn, nó tạo cơ sở làm giảm đáng kể tốc độ tách khỏi boong tàu nhờ sử dụng cầu bật.

Nếu ta tính đến tải trọng có ích 16 kg cho mỗi 1 km / h tốc độ đối không khi cất cánh, có thể thấy rõ ràng rằng chiều dài chạy đà, cho tốc độ thoát boong 111 km / h, góc nghiêng đường cầu bật khoảng 20° sẽ cho phép máy bay mang theo một trọng tải có ích 900 kg lớn hơn trong quá trình cất cánh sử dụng cầu bật so với cùng độ dài đường chạy đà từ boong phẳng, cho cùng một tốc độ thoát boong.

Cũng rất rõ ràng là trong lúc cất cánh sử dụng cầu bật với trọng lượng cất cánh nhỏ hơn trọng lượng cất cánh tối đa tăng cường đã nhắc ở trên, tàu sân bay không cần phải đi ở tốc độ cao trong thời tiết không có gió, bởi vì cầu bật đảm bảo lực nâng tương đương với lực nâng phát sinh khi tốc độ gió trên boong khoảng 55 km / h. Như vậy, tính trung bình, ta đạt được sự tiết kiệm đáng kể chi phí nhiên liệu hàng hải. {198}
..........

(tiếp)

Thực tế, trong thời tiết biển lặng khi diễn ra quá trình cất cánh của máy bay "Harrier" sử dụng cầu bật từ tàu sân bay đang đi với tốc độ 28 km / h và có góc nghiêng 20° tại sàn mũi cầu bật, sẽ tạo ra các điều kiện tương tự như khi cất cánh từ boong bay phẳng của một tàu sân bay, đang đi với tốc độ 83 km / h, nếu như có thể có một tàu sân bay như thế.

Bất kỳ máy bay cánh cố định nào khi cất cánh từ boong bay trong lúc sống tàu đang dao động lắc khi mà mũi tàu đi xuống, cần có tốc độ đối không bổ sung để chuyển hướng quỹ đạo bay khỏi bề mặt biển. Khi cất cánh máy bay hải quân thông thường sử dụng máy phóng thì sự tăng tốc (chỉ mất vài giây) có thể thu xếp trùng với thời điểm mũi tàu nâng lên trong chuyển động lắc sống, tức là tạo ra một loại cầu bật cất cánh mini theo kiểu của mình. Chạy đà khi cất cánh ngắn của máy bay "Harrier" mất thời gian hơn nhiều lần so với việc tăng tốc nhờ máy phóng. Vì vậy, khó khăn hơn rất nhiều là việc thấy trước và nói trước phản ứng của con tàu (trong một chu kỳ đầy đủ), để đảm bảo rằng máy bay "Harrier" sẽ thực hiện cất cánh chính xác ở thời điểm mũi con tàu sẽ được nâng lên. Hậu quả của những dự đoán không chính xác, ví dụ, do nâng và hạ phần mũi tàu xảy ra thất thường, có thể rất nghiêm trọng khi sống tàu lắc lớn hơn ± 2 °; rất có khả năng trong trường hợp tồi tệ nhất máy bay sẽ chạm bánh xe vào nước.

Hoàn toàn rõ ràng là việc cất cánh theo quỹ đạo đang đi lên ở góc nghiêng khoảng 20° sẽ cho phép máy bay "Harrier" thực hiện thoát khỏi phần mũi boong trong các giới hạn của khả năng bảo trì kỹ thuật máy bay trên boong tàu. Để so sánh, chúng ta đưa ra một ví dụ: trong thời bình trên các tàu sân bay lớn loại thông thường, các chuyến bay thường được kết thúc khi biên độ góc của dao động lắc sống tàu lớn hơn ± 1,5°, nghĩa là khi mũi và đuôi tàu nâng lên và hạ xuống trong khoảng ± 3 m (khi hạ cánh trên tàu sân bay thông thường, chuyển động của sàn boong cũng đóng một vai trò lớn).

Mặc dù thực tế việc cất cánh của máy bay không phụ thuộc vào chuyển động của con tàu là không quá rõ ràng, ưu thế của cất cánh bằng cầu bật vẫn là rất quan trọng.

Nếu chúng ta nhớ rằng chiều dài đường chạy đà là một hàm tuyến tính của động năng cất cánh, ta có thể thiết lập mối quan hệ giữa tốc độ thoát boong {199} khi cất cánh ngắn và chiều dài chạy đà đối với một trọng lượng cất cánh nhất định, như thể hiện trên hình 3.18. Với việc tăng góc nghiêng cầu bật, rõ ràng lợi ích trong các đặc tính bay bị giảm đi. Nếu khối lượng khi cất cánh ngắn xấp xỉ khối lượng khi cất cánh thẳng đứng ở một mức độ lớn hơn trong các ví dụ mà chúng ta đã dẫn cho đến nay (dòng liền nét trên hình.), thì việc giảm chạy xả đà đối với góc nghiêng cầu bật trong vòng 10° đầu tiên là rất đáng kinh ngạc (đường đứt nét trên hình 3.18).

(http://scilib-avia.narod.ru/Pavlenko1/images/200.gif)
Рис. 3.18. Зависимость скорости схода от длины разбега при различных углах схода с трамплина.

Hình 3.18. Sự phụ thuộc của tốc độ thoát sàn bay vào chiều dài đường chạy đà tại các góc thoát khỏi cầu bật khác nhau.

Cất cánh sử dụng cầu bật tại các góc nghiêng lớn còn có các nhược điểm khác, ngoài việc giảm các lợi ích trong các đặc tính hoạt động. Máy bay cất cánh từ cầu bật với tốc độ lên đến 185 km / h, phải chịu được tải trọng lớn trên khung gầm. Phản lực tăng mạnh của các bánh xe và là động lực làm chệch hướng vector vận tốc. Không có sự cấu trúc lại hoàn toàn sát-xi máy bay "Harrier" thì sự tăng thêm gia tốc tiêu chuẩn trên bề mặt cong của đường cầu bật cất cánh nên được giới hạn ở 0,5g, nếu càng sát-xi không đặt ở phần dưới của thân máy bay. Hện nay một việc cũng chưa rõ ràng là phi công có hoạt động một cách thỏa đáng tại các gia tốc tiêu chuẩn, vượt rất nhiều giá trị này hay không. Trong thời gian cất cánh, phi công cần điều khiển máy bay và quay chính xác phễu phun xuống dưới đúng thời điểm chạy đà trên cầu bật thường là trong thời gian 0,5 s so với thời gian 0,05 s, cần thiết để "dập" va chạm lúc hạ cánh, mà thường cũng ảnh hưởng đến kết cấu trụ sát-xi. Sự hấp thụ xung động (giảm xóc), độ cứng, truyền tác động và v.v, {200} bằng cách như vậy, nó không được tối ưu hóa cho một khoảng thời gian tương đối dài, trong thời gian đó tải trọng thẳng đứng tăng cao tác động vào máy bay có trọng lượng cất cánh cao hơn trong quá trình cất cánh sử dụng cầu bật. Do đó, nếu khoảng thời gian này không quá dài, thì với các góc nghiêng của cầu bật trên 20°, trụ sát-xi có bộ giảm xóc dầu phải nằm dưới tác động của các phản lực thẳng đứng lớn đến mức đặc tính sẵn có của các trụ sát-xi hiện tại sẽ là không đủ.

Do tất cả những lý do trên, cất cánh bằng cầu bật, theo các số liệu nước ngoài, được thực hiện ở các góc nghiêng của xầu bật không quá 20°. Cầu bật cất cánh có hình thức như vậy được thể hiển trên quy mô tàu sân bay có chiều dài 210 m trên các hình 3.19 và 3.20.

(http://scilib-avia.narod.ru/Pavlenko1/images/201_1.gif)
Рис. 3.19. Взлетный трамплин и его геометрические размеры.

Hình 3.19. Cầu bật cất cánh và kích thước hình học của nó.

(http://scilib-avia.narod.ru/Pavlenko1/images/201_2.gif)
Рис. 3.20. Трамплин для взлета СВВП на авианосце длиной 210 м (в одинаковом масштабе).

Hình 3.20. Cầu bật để cho máy bay VTOL cất cánh trên TSB có chiều dài 210 m (cùng quy mô tương tự).

Cầu bật không cần rộng quá so với đường băng cất hạ cánh dành cho cất cánh ngắn của máy bay "Harrier". Bởi lẽ cầu bật bố trí đối xứng với trục dọc của con tàu, nên từ những lý do thực tế nó có thể được đặt theo toàn bộ chiều rộng của sàn bay, mà tại phần mũi tàu sân bay gồm từ 21-24 m. Chỉ có đoạn một phần ba phía trên của cầu bật, có chiều dài, ta có thể nói rằng, là 10 m và góc nghiêng 20°, có lẽ sẽ không được sử dụng như là một nơi đậu của các máy bay trên boong. Vì vậy, việc cắt giảm không gian trên boong tàu khi sử dụng phương pháp cất cánh bằng cầu bật là không đáng kể. Mặc dù mỗi mét vuông sàn boong tàu sân bay có giá trị rất đắt, diện tích không sử dụng được bồi hoàn {201} bởi thực tế ta có thể sử dụng không gian dưới đường chạy cầu bật để cất giữ một số hàng hóa.

Khả năng chịu lực của kết cấu cầu bật không cần lớn hơn nhiều so với khả năng chịu lực của boong phẳng mà nó thay thế, mặc dù các trụ càng tựa sẽ cần phải đặt gần hơn với đoạn một phần ba ở giữa của chiều rộng đường băng CHC, nơi tải trên các càng mũi và càng chủ 50% lớn hơn giá trị tĩnh học của chúng.

Các tính toán đơn giản cho thấy cầu bật có độ dài 27 m, rộng 24 m và chiều dày 16 mm được lắp đặt trên một con tàu hiện đại, có trọng lượng lớp phủ kim loại 80 tấn. Nếu chúng ta tăng gấp đôi giá trị này, có tính đến trọng lượng của các kết cấu đỡ bề mặt cầu bật, chúng ta nhận được khoảng gần 200 tấn kết cấu thép hàn giá rẻ. Trong đó - không có hệ thống nào, không có bộ phận di động nào.

Trên con tàu mới lớp phủ kim loại của đường cầu bật cất cánh sẽ thay thế lớp phủ kim loại của boong phẳng. Do đó, chỉ gia tăng trọng lượng của dàn thép đỡ. Vậy là ít hơn 100 tấn kết cấu thép bổ sung.

Vấn đề xét từ quan điểm đóng tàu không chỉ là trọng lượng bổ sung của các kết cấu thép đặt trong phần mũi tàu, có thể ảnh hưởng đến việc hạ cánh và tính ổn định của con tàu. Máy phóng hơi nước có các ắc quy xét trong phương diện này là một vấn đề nghiêm túc hơn rất nhiều. Mối quan tâm lớn cần phải xem xét là cách thức lắp đặt cầu bật ra sao, để cầu bật không ảnh hưởng đến tính năng hàng hải của con tàu.
........

(tiếp)

Người thiết kế con tàu phải đảm bảo rằng gió cũng như sóng không tràn boong, không phá hủy kết cấu mà về bản chất của nó là kết cấu chịu lực tự do và chịu tác động của tất cả các yếu tố này.

Điều này đặt ra câu hỏi về ảnh hưởng sức cản chính diện của cầu bật lên đặc tính hoạt động của con tàu. Việc lắp đặt đoạn cầu bật cất cánh, quay về phía mũi tàu phần dốc của nó, có chiều cao 4,5 m và trải dài trên toàn bộ hai mươi bốn mét chiều rộng của sàn bay, đòi hỏi thiết bị động lực của con tàu phát huy một công suất bổ sung 0,75 MW để duy trì tốc độ 55 km / h khi tốc độ gió 37 km / h. Nếu công suất tối đa do thiết bị động lực cung cấp vẫn ở cùng mức độ cũ, tốc độ di chuyển của tàu chỉ giảm 0,46 km / h so với cũng con tàu đó mà có sàn boong phẳng tại cùng {202} các điều kiện cực hạn như vậy. Sự thay đổi các đặc tính hành trình tương ứng sẽ là nhỏ.

Còn hai khía cạnh của cất cánh với cầu bật xứng đáng để ghi nhớ: sự an toàn của các chuyến bay và tải trọng đặt lên phi công. Những khía cạnh đó trong nhiều trường hợp có quan hệ tương hỗ với nhau, đặc biệt là trong bầu không khí căng thẳng của các chuyến bay từ boong tàu sân bay của các máy bay cánh cố định.

An toàn bay là điều tối quan trọng cả trong thời bình và trong thời chiến. Hỏng hóc của một trong các hệ thống có thể gây khó dễ cho chuyến bay ngay sau khi cất cánh, là sự kiện nguy hiểm nhất khi các chuyến bay diễn ra từ boong phẳng của một tàu sân bay, không phụ thuộc vào thực tế cuộc cất cánh được tiến hành nhờ máy phóng hoặc chạy đà ngắn.

Hỏng hóc của hệ thống dẫn động phễu phụt trên máy bay "Harrier" tại điểm này trên thân, nơi mà phi công cần phải quay lệch phễu phụt 50° xuống dưới sẽ là một vấn đề bất an nghiêm trọng. Xác suất để điều đó xảy ra rất nhỏ. Trên 105 máy bay STOL "Harrier" đóng căn cứ trên mặt đất chỉ có một trường hợp như vậy [27].

Nếu phễu phun không quay theo lệnh của phi công, thì không có hy vọng rằng máy bay có khối lượng để cất cánh ngắn từ boong phẳng, sẽ chuyển sang bay chỉ bằng cách sử dụng lực nâng của cánh (mặc dù gia tốc dương lớn theo chiều dọc) trước khi nó sẽ rơi xuống biển. Lực nâng lúc đầu tiên sẽ chỉ cân bằng được ít hơn một phần ba trọng lực.

Các dữ liệu số quan trọng nhất liên quan đến quỹ đạo đường bay hợp thành từ boong phẳng nằm ở độ cao 15 m được minh họa trong hình 3.21. Chiếc máy bay rơi xuống biển trong khoảng gần 2,5 giây. Theo các chuyên gia trong lĩnh vực y học hàng không, 2 giây - đó là khoảng thời gian tối thiểu trong đó phi công có thể phản ứng với một tai nạn nghiêm trọng và nhảy dù thành công. Anh ta sẽ chết nếu còn ở lại trên máy bay.

Hư hỏng của hệ thống dẫn động phễu phun trên cùng một máy bay tại tốc độ tách đất 110 km / h trong thời gian cất cánh từ dầm biên đường cất cánh có góc nghiêng 20°, quy định quỹ đạo bay, thể hiện trên sơ đồ trung tâm, hình. 3.21. Do vị trí lượng giác không gian của chiếc máy bay 60% trọng lực của nó ở phân đoạn đầu quỹ đạo được duy trì bởi thành phần lực đẩy và lực nâng của cánh. Phương pháp cất cánh từ cầu bật {203} và trong trường hợp này sẽ đảm bảo thời gian bay dài hơn trên quỹ đạo do số lượng chuyển động hướng lên trên. Và nếu phi công tỉnh táo, đông thời ném bớt tải mang treo dưới cánh đủ sớm tạm (vài trăm hoặc thậm chí vài ngàn kg khi cất cánh ngắn), anh ta sẽ có cơ hội tuyệt vời để hoàn tất thành công việc chuyển sang chuyến bay chỉ sử dụng lực nâng cánh với các phễu phun quay nghiêng về phía sau, (sơ đồ dưới của hình 3.21). Trong mọi trường hợp, phi công hoàn toàn có đủ thời gian để sử dụng ghế phóng nhảy dù trước khi máy bay chạm mặt nước.

(http://scilib-avia.narod.ru/Pavlenko1/images/204.gif)
Рис. 3.21. Результирующая траектория полета СВВП с плоской палубы корабля, расположенной на высоте 15 м

Hình 3.21. Quỹ đạo bay hợp thành của máy bay VTOL từ boong phẳng của con tàu, nằm trên độ cao 15 m.

Điều thú vị là, khi xem xét các trường hợp khẩn cấp này, người ta phát hiện thấy khối lượng khi cất cánh ngắn sử dụng ski-jump càng lớn thì thời gian bay trên quỹ đạo với các phễu phun quay nghiêng về phía sau {204} cũng cành lớn. Kết quả đó là thuận lợi, vì trong trường hợp này diễn ra điều hoàn toàn ngược lại với những gì chúng ta đã biết từ kinh nghiệm trong quá khứ, cụ thể là: trọng lượng khi cất cánh càng lớn, tình hình sẽ càng nghiêm trọng hơn và nguy hiểm trong trường hợp bất kỳ hệ thống nào hỏng hóc.

Lý do ở đây là véc tơ thành phần theo chiều đứng của số lượng chuyển động liên kết qua cầu bật lớn hơn đáng kể ở các tốc độ thoát boong cao, đó là điều đặc trưng cho cất cánh ngắn với khối lượng lớn. Khi cất cánh từ sàn boong phẳng thì thời gian trôi qua trước khi tới thời điểm máy bay rơi xuống biển trong tình huống khẩn cấp như mô tả ở trên, gần như độc lập với trọng lượng cất cánh.

Có thể tin tưởng mà nói rằng chiều cao tối thiểu của quỹ đạo khoảng 30 m so với mực nước biển khi cất cánh từ cầu bật so với 15 m khi cất cánh ngắn từ sàn boong phẳng sẽ phải có tác động trấn ấn hơn đến phi công, nghĩa là tạo khả năng giảm tải lên anh ta. Và rõ ràng hơn nhiều là người phi công không chịu nhiều quá tải sẽ thực hiện mọi việc đúng đắn và đối phó tốt với các độ lệch chuẩn, các chuyển vị và các trường hợp khẩn cấp khác nhau.

Trên đây ta đã nói về các cầu bật có góc nghiêng lớn, nhưng sẽ còn dễ dàng hơn khi các ski-jump được thực hiện với các góc nghiêng nhỏ từ 6 ... 8°.

Phương pháp, trình tự hoạt động của các cầu bật như vậy sẽ giống hệt như khi cất cánh từ boong phẳng. Ưu điểm mà loại cầu bật này đưa ra rất có ý nghĩa, đặc biệt điều đó liên quan đến việc giảm bớt gánh nặng dồn lên phi công, và an toàn bay.

Không đòi hỏi phải thực hiện bất kỳ thay đổi nào về kết cấu đối với máy bay "Harrier", để cho phép máy bay cất cánh từ cầu bật kiểu này. Đường cầu bật có độ dốc 6° tương đương với sự gia tăng tốc độ gió trên boong hoặc tốc độ thoát boong 28 km / h. Điều đó cho phép tăng tải trọng có ích lên 450 kg với cùng chiều dài chạy đà tương tự và gió thường trực không đổi trên boong.

Trong thời tiết lặng gió, con tàu di chuyển với tốc độ 28 km / h, sẽ trở thành một nền tảng tốt cho sự cất cánh của máy bay "Harrier" với tốc độ gió trên boong hơn 75 km / h. Việc tiết kiệm nhiên liệu đi biển do vậy đòi hỏi tốc độ gió nhỏ trên boong, có thể góp phần tăng 10% độ dài hoặc tầm bơi xa của con tàu tại chế độ hành trình tuần dương, tùy thuộc vào tốc độ gió thực tế và loại nhiệm vụ mà các máy bay thực hiện (chúng xác định khối lượng của máy bay, và {205} do đó, cả tốc độ gió trên boong cần thiết để cất cánh). Đoạn đường cầu bật cất cánh có độ dốc 6° sẽ đảm bảo cất cánh chạy đà ngắn khi độ lắc sống dọc lên đến ± 2°, và bằng cách đó sẽ cải thiện đặc tính trong các điều kiện như vậy.
........

(tiếp)

3.3.2. Cất cánh bằng cầu bật của máy bay thông thường

Máy bay cất cánh và hạ cánh thẳng đứng (VTOL; СВВП) trong quá trình cất cánh từ cầu bật có giá trị thành phần thẳng đứng của lực đẩy là lớn, điều đó đảm bảo các giá trị tương đối nhỏ của tốc độ đối không thoát boong của máy bay này từ cầu bật. Hơn nữa, trong quá trình cất cánh sẽ đảm bảo được sự ổn định của VTOL do hệ thống điều khiển khí động học.

(http://scilib-avia.narod.ru/Pavlenko1/images/206.gif)
Рис. 3.22. Векторная диаграмма сил, действующих на самолет, в процессе трамплинного взлета

Hình 3.22. Sơ đồ vector các lực tác động lên máy bay trong quá trình cất cánh bằng cầu bật.

Máy bay thông thường khi cất cánh bằng cầu bật không có những lợi thế này. Sơ đồ vector của các lực trong quá trình cất cánh từ ski-jump được thể hiện trên hình 3.22. Như có thể thấy từ sơ đồ này, thành phần thẳng đứng của lực đẩy là nhỏ. Do những lực gì mà có thể cân bằng được một phần lớn trọng lực của chiếc máy bay, như ta thấy từ sơ đồ vector, tại thời điểm thoát khỏi cầu bật vốn không cân bằng? Điều này là do sự tăng tốc chuyển động của máy bay trên quỹ đạo thông qua vector thành phần của lực đẩy động cơ dọc theo con đường và sự tăng tốc của trọng lực, uốn cong quỹ đạo xuống dưới. Hệ quả tác động của những yếu tố này, là máy bay {206} tăng tốc độ lên đến giá trị đảm bảo được đường bay của nó có giá trị đủ của lực nâng các bề mặt chịu lực để tiếp tục chuyển vào đường bay bình thường.

(http://scilib-avia.narod.ru/Pavlenko1/images/207.gif)
Рис. 3.23. Характер движения обычного самолета при трамплинном взлете:
1 — разгон на плоской палубе; 2 — движение самолета по трамплину; 3 — движение в воздухе после схода с трамплина; 4 — набор высоты и уход самолета в обычный полет

Hình 3.23. Tính chất chuyển động của máy bay thông thường khi cất cánh từ cầu bật:
1- tăng tốc chạy đà trên boong phẳng; 2- máy bay chuyển động trên cầu bật; 3- chuyển động trên không trung sau khi thoát khỏi sàn cầu bật; 4- lấy độ cao và chuyển máy bay vào đường bay bình thường.

Hình 3.23 minh họa tính chất sự chuyển động của máy bay thông thường lúc cất cánh từ cầu bật của con tàu. Trên phân đoạn 1 máy bay tăng tốc trên boong phẳng, trên phân đoạn 2 máy bay chuyển động trên bề mặt cong - đường cầu bật. Ở đây góc nghiêng dọc được tăng lên và cả chiều cao của vị trí phía trên bề mặt boong. Tại phân đoạn 3 trong không khí sau khi thoát khỏi cầu bật, máy bay di chuyển theo quỹ đạo nửa đạn đạo. Góc tấn tăng, đạt tới giá trị tối đa của nó, góc nghiêng dọc cũng tăng. Máy bay ở phân đoạn này, sau khi đạt chiều cao tối đa, sẽ hạ xuống đồng thời với việc tăng tốc độ. Việc hạ độ cao sẽ giảm dần và dừng lại. Ở đây, máy bay sẽ có tốc độ và lực nâng cần thiết để chiếm độ cao. Từ điểm này trở đi bắt đầu phân đoạn 4 - lên cao và máy bay chuyển sang đường bay bình thường.

Hải quân Hoa Kỳ đã tiến hành các thử nghiệm kiểm tra đánh giá các máy bay hải quân trên hạm thông thường T-2C và F-14A để xác định tính khả thi của việc cất cánh từ cầu bật.

Đường cầu bật -. đó là một cấu trúc có chiều rộng 18 m, dài 36 m. Kích thước đường cầu bật phụ thuộc vào góc ngẩng của nó. Nó bao gồm các mô-đun thép mà trong đó phần cầu bật chiều dài 12,9 m tính từ đường cơ sở của nó có góc nâng không đổi và được lắp ráp từ các tấm thép 3 × 9 m, được cố định vào các trụ đỡ bằng thép. Để tạo cho cầu bật độ cong cần thiết thì các trụ đỡ có độ lớn khác nhau. Góc nâng cầu bật được xác định bởi độ lớn của góc mà {207} phần cuối của cầu bật nằm dưới góc đó. Các tấm thép ở cuối cầu bật đặt trên các gối tựa theo phương nằm ngang, để tại thời điểm máy bay trượt khỏi boong sẽ dỡ tải cho càng đáp phía trước của nó. Hình 3.24 cho thấy cấu tạo cầu bật và cho các kích thước của nó đối với hai góc nâng.

(http://scilib-avia.narod.ru/Pavlenko1/images/208.gif)

(http://funkyimg.com/i/K4Nd.jpg)
Рис. 3.24. Устройство трамплина и его размеры для двух углов подъема трамплина

Hình 3.24. Cấu tạo cầu bật và kích thước của nó đối với hai góc ngẩng của cầu bật.

Đường băng cất cánh trước cầu bật dùng để cho máy bay chạy đà, chiều rộng 18,3 m, dài 610 m làm từ một lớp phủ kim loại dễ dàng lắp ghép. Bên phải đường băng này gần cầu bật có đặt một đường băng tương tự làm đường lăn bánh cho các máy bay xung quanh cầu bật và lăn chúng sang các đường băng bê tông khác. Trong quá trình cất cánh của các máy bay F-14A người ta sử dụng thiết bị ghìm giữ hiện đại hóa, cho phép phát triển sức đẩy ổn định của động cơ trước khi tăng tốc chạy đà. Hệ thống này có thể được đặt bất cứ nơi nào trên đường băng cất cánh, tùy thuộc vào tốc độ yêu cầu trên cầu bật. Việc đánh dấu trục trung tâm của đường cất cánh và đường cầu bật được thực hiện dưới dạng hai dải có chiều rộng 0,76 m, từ cả hai phía của trục trung tâm.

Tham gia các thử nghiệm có cả hai loại máy bay. Loại máy bay chính là T-2C, là loại máy bay huấn luyện chính trong Hải quân Hoa Kỳ. Máy bay khác là máy bay tiêm kích hạm F-14A. Cả hai máy bay đều là loại đã sản xuất hàng loạt. Tuy nhiên, ngoài thiết bị tiêu chuẩn mà hiện chúng có người ta còn lắp đặt thiết bị đo đạc từ xa và thiết bị ghi âm. Sát xi các máy bay có lắp rất nhiều cảm biến để xác định các tải trọng va đập. Các cảm biến bức xạ {208} laser cho phép xác định trong quy mô thời gian thực gia tốc và góc tấn khi tăng tốc chạy đà và cất cánh. Các đặc tính chung của trọng lượng máy bay được biến thiên sao cho có thể thay đổi quan hệ lực đẩy với trọng lượng của máy bay. Chúng được thể hiện trong bảng 3.1.

(http://funkyimg.com/i/K5h1.jpg)

Với các trọng lượng cất cánh, lực đẩy động cơ và tư thế của các cánh tà sau tương ứng của máy bay đã tiến hành việc tăng tốc chạy đà tiêu chuẩn thường được sử dụng khi cất cánh. Trong quá trình thử nghiệm đã thu được các dữ liệu về chiều dài chạy đà của máy bay bằng cách mô phỏng sự hỏng hóc của động cơ, cần thiết để xác định phạm vi chấm dứt cất cánh nhằm giữ an toàn.
.........

(tiếp)

Khả năng chấm dứt cất cánh một cách an toàn và hành động của phi công được xác định trong quá trình mô phỏng việc dừng cất cánh với yêu cầu bổ sung cho phi công thực hiện lăn chờ xung quanh cầu bật (vị trí cầu bật trên đó được mô phỏng). Trước mỗi lần cất cánh máy bay được bố trí 9 m bên trái trục trung tâm của đường băng. Trong quá trình cất cánh khi đạt tốc độ chạy đà yêu cầu phi công chuyển một trong những động cơ vào chế độ gaz nhỏ (mô phỏng sự hư hỏng của nó). Sau một giây mô phỏng thời gian phản ứng của phi công, anh ta chuyển động cơ thứ hai vào chế độ gaz nhỏ và thực hiện động tác xoay mạnh bánh lái theo hướng dọc-ngang để di chuyển máy bay về bên phải trục trung tâm của đường băng. Khoảng cách máy bay đi qua dọc theo đường băng tính từ thời điểm mô phỏng hỏng hóc động cơ cho đến thời gian cắt qua càng chính bên trái và máy bay di chuyển sang nửa bên phải của đoạn đường cầu bật, được xác định bằng cảm biến laser. {209}

Sau đó trong thời gian chạy đà máy bay đi qua tuyến, mà tại đó vẫn còn có thể chấm dứt việc cất cánh, máy bay buộc phải cất cánh từ cầu bật. Hư hỏng của một trong các động cơ trên phân đoạn này là thời điểm nguy hiểm nhất và kịch tính nhất. Trong trường hợp này, việc chủ yếu là để ghìm giữ máy bay trên đường băng và cầu bật, có chiều rộng 18 m.

(http://scilib-avia.narod.ru/Pavlenko1/images/210.gif)
Рис. 3.25. Зависимость отклонения от осевой линии самолета от скорости движения при разбеге:
1 — F-14A; 2 — Т-2С

Hình 3.25. Sự phụ thuộc của độ lệch so với trục dọc của máy bay vào tốc độ di chuyển khi chạy đà:
1 — F-14A; 2 — Т-2С

Máy bay T-2C khi mô phỏng sự hư hỏng động cơ trong quá trình cất cánh có dịch chuyển ngang nhỏ so với đường trung tâm. Đối với máy bay F-14A giá trị phát sinh của lực đẩy bất đối xứng gây ra sự dịch chuyển lớn hơn nhiều. Khi máy bay đạt đến tốc độ mong muốn phi công chuyển một trong những động cơ sang chế độ ga nhỏ. Sau 1 giây (thời gian phản ứng của phi công), nhiệm vụ của phi công là phải ngăn chặn sự dịch chuyển ngang của máy bay. Nhiệm vụ bổ sung của phi công là để động cơ thứ hai hoạt động trong chế độ đốt tăng lực, chuyển sang chế độ hoạt động chiến đấu. Như hình 3.25 chỉ ra, khi tốc độ chạy đà đạt đến 185 km / h máy bay F-14A có thể được giữ trên đường băng và cầu bật rộng 18 m (trong các giới hạn độ lệch 6 m và thêm 2,4 m là nửa bánh sát-xi). Cần lưu ý rằng, nếu xảy ra trục trặc động cơ trên đường băng gần cầu bật, độ nghiêng lệch tối đa của {210} máy bay sẽ xảy ra sau khi nó cất cánh khỏi cầu bật.

Các công tác thử nghiệm sơ bộ cầu bật được hoàn thành bởi các đội bay, nhằm xác định góc tấn tối đa αmax cho phép của các máy bay, các đặc tính tĩnh học và động lực học của các máy bay trong trường hợp một trong các động cơ hư hỏng.

Trước khi thực hiện cuộc cất cánh đầu tiên từ cầu bật, người ta đã tiến hành việc mô hình hóa tổng thể sử dụng công nghệ máy tính. Công tác mô hình hóa này bao hàm các mô hình khí động và các mô hình của các yếu tố kết cấu riêng biệt của máy bay, chẳng hạn như càng sát-xi. Mô hình hóa cho phép các chuyên gia không chỉ dự đoán các đặc tính và tải trọng tác động lên kết cấu, mà còn cho phép nhóm nghiên cứu thử nghiệm cải thiện thủ tục kiểm tra trong suốt quá trình các chuyến bay xuất phát từ cầu bật. Ngoài ra, còn xác định được các đặc điểm hành vi của máy bay sau khi một trong các động cơ hỏng hóc, tốc độ tối thiểu của máy bay thoát khỏi cầu bật khi chỉ có một động cơ làm việc và hành động tối ưu của phi công khi cất cánh từ cầu bật. Đối với máy bay F-14A người ta đã soạn ra được bộ hướng dẫn về phối hợp hành động của các thành viên phi hành đoàn khi chạy đà cất cánh, thực hiện cất cánh từ cầu bật và khi bay. Tốc độ đối không tối thiểu được xác định trên cơ sở mô hình hóa chuyển động.

Các tốc độ đối không tối thiểu thoát máy bay khỏi cầu bật nhận được khi mô hình hóa, được lấy làm cơ sở và vì lý do an toàn được tăng thêm khoảng 9 km / h. Các tốc độ đối không tối thiểu thoat máy bay khỏi cầu bật trình bày trên bảng 3.2.

(http://i668.photobucket.com/albums/vv46/qtdc/Bang32.jpg) (http://s668.photobucket.com/user/qtdc/media/Bang32.jpg.html)

Ban đầu, khi cất cánh, tốc độ xuất phát của máy bay thoát khỏi cầu bật (với các trọng lượng cất cánh và tư thế các cánh tà tương ứng với lực đẩy động cơ) được lựa chọn bằng với tốc độ cất cánh tiêu chuẩn khi máy bay cất cánh từ các sân bay thông thường. Tiếp theo, tốc độ cất cánh được chọn với mỗi cuộc cất cánh thành công sau đó từ cầu bật, được giảm xuống 5.5 km / h cho đến khi nào vẫn còn chưa đạt tốc độ thoát xuất phát của máy bay từ cầu bật, được dẫn ra trên bảng 3.2.

Hình. 3.26 cho thấy đặc tính cất cánh ski-jump. Biểu đồ này chỉ ra khả năng trực tiếp chấm dứt cất cánh một cách an toàn. Giao điểm của đường cong gia tốc hành trình tiêu chuẩn và đường thẳng khả năng chấm dứt cất cánh một cách an toàn là điểm A - điểm giới hạn khả năng chấm dứt cất cánh một cách an toàn. Điều này có nghĩa là bất cứ lúc nào trong quá trình cất cánh, nếu máy bay chưa đi qua điểm A, việc cất cánh có thể dừng lại một cách an toàn, và máy bay sẽ đi ngang qua cầu bật. Sau khi vượt qua điểm này máy bay buộc phải cất cánh.

(http://scilib-avia.narod.ru/Pavlenko1/images/212.gif)
Рис. 3.26. Изменения скорости самолета при движении по трамплину:
А — предельная точка возможности безопасного прекращения взлета; В — предельная точка возможности безопасного взлета при одном отказавшем двигателе; 1 — ускорение при разбеге при одном работающем двигателе; 2 — нормальное ускорение при разбеге; 3 — линия безопасного прекращения взлета

Hình 3.26. Sự thay đổi vận tốc máy bay khi chuyển động trên cầu bật:
A- điểm giới hạn khả năng ngừng cất cánh một cách an toàn; B- điểm giới hạn khả năng cất cánh an toàn khi một động cơ bị hỏng; 1- gia tốc khi chạy đà với chỉ một động cơ còn làm việc; 2- gia tốc tiêu chuẩn khi chạy đà; 3- đường ngừng cất cánh một cách an toàn.
...........

(tiếp)

Thuộc về một tình huống khẩn cấp khác là việc cất cánh của máy bay với một động cơ bị hỏng (trọng lượng cất cánh 4540 kg, cánh tà sau lệch hết mức, tốc độ đối không tối thiểu của máy bay khi thoát khỏi cầu bật là 130 km / h). Bất cứ lúc nào sau khi máy bay đạt đến điểm B trong trường hợp một động cơ bị hỏng, phi công có thể thực hiện một cuộc cất cánh an toàn khỏi cầu bật hoặc thực hiện hạ cánh trên đường băng sau cầu bật trong các giới hạn tải trọng cho phép của máy bay.

Trong quá trình thử nghiệm tất cả đã tiến hành 140 lần cất cánh (112 lần với máy bay T-2C và 28 lần với máy bay F-14A) từ cầu bật, góc nâng của chúng 6 và 9°. Trong đó đã đạt được sự cắt giảm đáng kể chiều dài chạy đà của T-2C tới 52%. Đối với máy bay F-14A chiều dài chạy đà giảm được một phần ba. Tuy nhiên, tiềm năng đầy đủ của máy bay F-14A đã không thể hiện được, do sự hạn chế về tốc độ tối thiểu thoát khỏi cầu bật của máy bay với một động cơ hư hỏng. Khi có sự cân bằng theo chiều dọc tương ứng với sự trợ giúp của trimmer cài đặt trước khi cất cánh, với cần lái máy bay ở trạng thái tự do, việc máy bay thoát khỏi cầu bật là có thể xảy ra. Tốc độ tối thiểu thoát khỏi cầu bật của máy bay T-2C, có góc nâng 6°, bị giới hạn (do giá trị bằng không của tốc độ lên cao tại thời điểm thoát khỏi cầu bật), nhưng việc thoát khỏi cầu bật của máy bay T-2C có góc nâng 9°, được kèm theo những đặc tính tiêu cực không mong muốn về độ nghiêng dọc. Khi thử nghiệm máy bay F-14A trong phạm vi các tốc độ đối không cho phép, không quan sát thấy những mô-men tiêu cực nào trong các đặc tính và phẩm chất hàng không của máy bay. Với các trọng lượng cất cánh và tốc độ thoát khỏi bàn đạp đó của máy bay, tải trọng tác động trên kết cấu máy bay là bình thường. Tuy nhiên, ở các tốc độ thoát khỏi cầu bật cao của máy bay F-14A, phi hành đoàn thử nghiệm được những gia tốc tiêu chuẩn khá đáng kể.

(http://scilib-avia.narod.ru/Pavlenko1/images/214.gif)
Рис. 3.27. Зависимость минимального значения скороподъемности Vy самолета Т-2С от скорости его схода с трамплина для двух значений углов подъема трамплина: γ = 6° (а) и γ = 9° (б), сплошные линии — данные моделирования.

Hình 3.27. Sự phụ thuộc của giá trị nhỏ nhất của tốc độ lên cao Vy của máy bay T-2C vào tốc độ thoát khỏi cầu bật của nó đối với hai giá trị góc nâng (góc ngẩng) của cầu bật: γ = 6° (а) và γ = 9° (б), đường liền nét - số liệu của sự mô hình hóa.

Các thử nghiệm đã chỉ ra rằng cùng với việc giảm tốc độ đối không thoát khỏi cầu bật của máy bay thì tốc độ lên cao cũng sẽ bị giảm một cách tương ứng. Sự phụ thuộc của tốc độ lên cao tối thiểu của máy bay T-2C vào tốc độ thoát khỏi cầu bật của nó với các góc nâng 6 và 9° được thể hiện trên hình 3.27. Để so sánh cũng dẫn ra các dữ liệu thu được từ việc mô hình hóa (đường liền nét).

Các kết quả tương tự đối với máy bay F-14A được đưa ra trên hình 3.28. Trong quá trình cất cánh của máy bay F-14A từ cầu bật {213} người ta sử dụng chế độ hoạt động tối đa của động cơ. Chế độ tăng lực tối đa của động cơ không được sử dụng. Đối với cả hai loại máy bay ở mọi tư thế của các cánh tà và các giá trị trọng lượng cất cánh, có một xu hướng tương tự nổi bật lên. Kết quả thử nghiệm máy bay T-2C cho thấy sự cải thiện đặc tính {214} của tốc độ lên cao tối thiểu so với những đặc tính dự đoán của mô hình mô phỏng. Bức tranh tương tự ta cũng quan sát thấy trong quá trình cất cánh của máy bay F-14A ở góc nâng của cầu bật là 6°. Đối với máy bay T-2C khi góc nâng cầu bật là 6° với tất cả các tổ hợp của trọng lượng cất cánh và tư thế của cánh tà, giá trị của tốc độ đối không tối thiểu thoát khỏi cầu bật của nó được xác định bởi giá trị không của tốc độ lên cao. Tại góc nâng 9° của cầu bật, giá trị tối thiểu của tốc độ thoát khỏi cầu bật của máy bay được xác định bởi phẩm chất hàng không của máy bay. Đối với máy bay F-14A giá trị tốc độ đối không tối thiểu thoát khỏi cầu bật chỉ được xác định bởi các đặc tính về khả năng điều khiển được của nó trong điều kiện hư hỏng một động cơ. Không có thông số quan trọng nào khác, chẳng hạn như giá trị không của tốc độ lên cao, các góc tấn lớn và các phẩm chất hàng không không mong muốn của máy bay, với các giá trị của vận tốc đối không được sử dụng trong thời gian thử nghiệm, không làm ảnh hưởng đến giá trị {215} tốc độ đối không tối thiểu thoát khỏi cầu bật của máy bay. Các tốc độ đối không tối thiểu thoát khỏi cầu bật, thu được trong thời gian thử nghiệm được dẫn ra trên bảng 3.3.

(http://i668.photobucket.com/albums/vv46/qtdc/Bang33.jpg) (http://s668.photobucket.com/user/qtdc/media/Bang33.jpg.html)

Đối với ba trong bốn máy bay tham gia vào các bài thử nghiệm, các giá trị tốc độ thấp hơn thu được khi góc nâng cầu bật là 9°. Các tốc độ thấp quan trọng hơn (chừng khoảng 9 km / h) với chiếc máy bay có trọng lượng cất cánh 4540 kg (cao hơn tỷ lệ lực đẩy trọng lượng). Đã xác định được các tiêu chí tốc độ tối thiểu cho máy bay T-2C là gần giá trị không của tốc độ lên cao ở góc nâng 6° của cầu bật và các đặc tính cất cánh không phù hợp ở góc 9°, còn với máy bay F-14A - là các điều kiện cất cánh trong trường hợp hư hỏng một động cơ.
Với việc giảm tốc độ thoát khỏi cầu bật của máy bay thì chiều dài chạy đà cũng sẽ giảm ΔL. Hình 3.29 cho thấy sự phụ thuộc của ΔL vào Vсх với máy bay T-2C khi trọng lượng cất cánh 4540 kg. Các kết quả tương ứng cho máy bay F-14A dẫn ra trên hình 3.30.

Việc giảm tối đa chiều dài chạy đà phụ thuộc vào tốc độ cất cánh tối thiểu, đến lượt nó lại phụ thuộc vào giá trị không của tốc độ lên cao, các đặc tính cất cánh hoặc tốc độ của máy bay khi chỉ một động cơ {216} làm việc. Đối với bất kỳ lần cất cánh nào từ cầu bật, khi cần có chiều dài chạy đà tối thiểu và quỹ đạo cất cánh không phải có tính chất nguy kịch, tốc độ cất cánh thấp nhất là cần thiết.

(http://scilib-avia.narod.ru/Pavlenko1/images/217.gif)
Рис. 3.29. Зависимость ΔLр и ΔLв.д (взлетной дистанции) от Vcx для самолета Т-2С.

Hình 3.29. Sự phụ thuộc của ΔLр và ΔLв.д (cự ly cất cánh) vào Vcx đối với máy bay Т-2C.
.........

(tiếp)

(http://scilib-avia.narod.ru/Pavlenko1/images/215.gif)
Рис. 3.28. Зависимость минимального значения скороподъемности самолета F-14A от скорости его схода с трамплина:
а — при угле схода 6°; б — при угле схода 9°

Hình 3.28. Sự phụ thuộc của giá trị nhỏ nhất của tốc độ nâng máy bay F-14 vào tốc độ thoát cầu bật của nó:
q - khi góc thoat 6°; b - khi góc thoat 9°

Cất cánh từ cầu bật bắt đầu với việc thiết lập chế độ làm việc của động cơ. Vòng quay của các động cơ được nâng đến 93-95% vòng quay tối đa, đồng thời các phanh hãm bánh xe được nhả hết cỡ và động cơ chuyển sang chế độ hoạt động chiến đấu. Gia tốc trong quá trình cất cánh là {217} vừa phải và phải được kiểm soát một cách dễ dàng. Thành phần nằm ngang của gió cạnh (tốc độ 4-5 m / s) ảnh hưởng không đáng kể. Do thiếu hệ thống điều khiển càng mũi và để giữ hướng hành trình cho máy bay người ta sử dụng một hệ thống nhỏ phanh vi sai cho đến khi máy bay đạt đến tốc độ chạy đà 74-78 km / h, khi bánh lái hướng phát huy đủ hiệu quả. Việc điều khiển hệ thống phanh vi sai hoặc bánh lái hướng không gây ra các khó khăn và cho phép giữ cho độ lệch của máy bay so với trục trung tâm đường băng CHC nằm trong khoảng ± 0,75 m. Mặc dù khi chạy đà, việc thiếu kiểm soát càng mũi không gây ra những vấn đề đặc biệt khó khăn, nhưng người ta khuyến khích trang bị hệ thống này cho tất cả các máy bay cất cánh và hạ cánh nhờ cầu bật, để sử dụng cầu bật hiệu quả hơn và an toàn hơn. Sau 4-6 lần cất cánh đầu tiên liên tục từ cầu bật, phi công có thể xác định được điểm ngừng cất cánh an toàn với độ chính xác ± 15 m (1/2 đến 3/4 giây); nhưng cũng vì những lý do an toàn mà vị trí chính xác của điểm này được đội ngũ nhân viên kỹ thuật truyền cho phi công qua radio. Ngay lập tức sau khi máy bay vượt qua {218} điểm ngừng cất cánh an toàn, khi việc cất cánh bắt buộc phải thực hiện, viên phi công vừa kiểm soát tốc độ đối không và chế độ hoạt động của động cơ, vừa phải dồn tất cả sự chú ý vào việc giữ cho máy bay nhằm đúng hướng cần có. Máy bay tiến vào đường cất cánh trên cầu bật với đặc trưng tăng gia tốc tiêu chuẩn đến 1,6-2,5 g trong vòng 1 giây, mà không tác động tiêu cực đến phi công. Các phẩm chất hàng không của máy bay không bị xấu đi do tác động động lực lên kết cấu sát-xi. Bất kỳ độ lệch nào của bánh lái hướng trong thời gian chạy đà nhằm hiệu chỉnh tác động gió cạnh đều ngay lập tức gây ra các dao động phugoid nhỏ (với chu kỳ khoảng 4 giây), mà không gây ra những khó khăn nghiêm trọng, tuy nhiên để tránh chúng, tất cả các máy bay, dành để hoạt động từ cầu bật, cần phải trang bị hệ thống tăng cường sự ổn định theo cả ba trục, để chúng không có liên hệ phản hồi đến các cơ cấu điều khiển máy bay.

(http://upload.wikimedia.org/wikipedia/commons/6/61/Phugoid8.png)
Dao động Phugoid của máy bay

Tư thế đầu tiên khi cất cánh của máy bay xét theo góc nghiêng dọc được xác định bởi chính độ nâng của cầu bật (6 hoặc 9°). Bằng cách điều chỉnh sự cân bằng theo chiều dọc người ta đạt được các tốc độ góc nhỏ theo chiều nghiêng dọc (2 ... 3° / s), các tốc độ đó cơ bản đảm bảo một cách thỏa đáng các tổ hợp vị trí khác nhau của tư thế máy bay theo chiều nghiêng dọc và ở các góc tấn khác nhau. Trong những lần đầu tiên cất cánh từ cầu bật đã có trường hợp các phi công buộc phải dồn những nỗ lực lớn vào cần lái do khó giảm rung một cách chính xác bánh lái độ cao trên mặt đất. Tất cả các máy bay thực hiện cất cánh từ cầu bật, phải được trang bị các hệ thống cân bằng kép, hoạt động chính xác, và dễ dàng điều khiển.

(http://scilib-avia.narod.ru/Pavlenko1/images/218.gif)
Рис. 3.30. Зависимость ΔLр и ΔLв.д от скорости разбега по трамплину Vр для самолета F-14A при (высоте препятствия 15 м

Hình 3.30. Sự phụ thuộc của các gia số ΔLр và ΔLв.д vào tốc độ chạy đà trên cầu bật Vр đối với F-14A khi độ cao chướng ngại 15 m.

Máy bay bay theo cung với gia tốc bình thường ban đầu (0,5 ± 0,1) g, sau đó gia tốc được tăng lên đến 1 g (qua khoảng 1 ... 2,5 giây), thường trùng với tốc độ nâng tối thiểu khi cất cánh. Việc tăng góc tấn của máy bay khi bay theo cung là do sự thay đổi hướng của vector vận tốc, gây nên bởi sự giảm góc quỹ đạo bay và tăng góc nghiêng dọc. Góc tấn tối đa được quan sát thấy ở gần điểm giá trị tối thiểu của tốc độ nâng, khi góc quỹ đạo bay là nhỏ nhất, và góc nghiêng dọc có giá trị dương lớn nhất. Sự cân bằng theo chiều dọc, thiết lập được trong thời gian tất cả các lần cất cánh từ cầu bật, đối với góc tấn cân bằng, là lớn hơn nhiều so với góc tấn âm khá nhỏ {219} khi thoát khỏi cầu bật. Như vậy, trong một thời gian ngắn phản ứng của máy bay với góc tấn cân bằng được hình thành, trở nên rõ ràng đối với người phi công xét theo tốc độ góc ban đầu. Trong cùng thời gian này máy bay tiếp tục tăng tốc đến vận tốc đủ để duy trì máy bay do đã có lực nâng ở cánh. Sau một thời gian ngắn biên độ dao động của máy bay được loại bỏ và máy bay được ổn định gần góc tấn cân bằng và tiếp tục leo cao. Trong trường hợp lý tưởng, các đặc tính cất cánh tối ưu từ cầu bật có thể thu được ở góc tấn tối đa và sự cân bằng theo chiều dọc như thế, sẽ tạo ra vận tốc góc mong muốn để đạt được góc nghiêng dọc mà sẽ bằng với góc tấn tối đa của máy bay tại thời điểm khi góc quỹ đạo bay của máy bay bằng không. Khả năng cân bằng máy bay theo cách như vậy để có được sự kết hợp hoàn hảo giữa các góc tấn, góc nghiêng dọc và tốc độ nghiêng dọc với một số xấp xỉ nào đó, đạt được chỉ trong thời gian cất cánh từ cầu bật khi góc nâng của cầu bật là 6° và không đạt được ở góc nâng cầu bật là 9°. Lý do của hiện tượng này là sự khác biệt giữa góc nâng của cầu bật và góc tấn tối đa.

Do đó, cầu bật có góc nâng (góc ngẩng) 6° cho phép máy bay xoay thêm 6° theo độ nghiêng dọc và giảm góc quỹ đạo bay từ 6° đến 0 (tốc độ nâng bằng không), điều đó đảm bảo đạt được góc tấn tối đa. Khi cầu bật có góc nâng 9°, do thời gian ngắn nên không thể giảm góc quỹ đạo bay của máy bay đến mức bằng 0, góc nghiêng dọc chỉ tăng 3°. Đối với cầu bật có góc nâng 9°, góc tấn tối đa đạt được khi tốc độ leo cao phù hợp. Theo mức giảm tốc độ đối không thoát khỏi cầu bật của máy bay, cũng giảm cả giá trị cân bằng yêu cầu theo chiều dọc để không vượt quá các giá trị giới hạn của góc tấn. Giảm cân bằng theo chiều dọc dẫn đến tốc độ âm không mong muốn theo độ nghiêng dọc sau khi đạt đến góc tấn tối đa, điều này đến lượt nó, sẽ làm giảm nó xuống thấp dưới giá trị tối ưu cần thiết khi máy bay thoát khỏi cầu bật. Kể từ khi ra đời thiết bị hiển thị trên kính chắn gió, đã có nhiều nỗ lực được thực hiện nhằm kiểm soát góc tấn. Việc đánh dấu độ nghiêng dọc, được kết hợp với góc tấn giới hạn, yêu cầu một thao tác {220} cơ động kép không lớn nhằm dừng sự quay. Một khi mũi máy bay đã chiếm lĩnh tư thế mong muốn, thì vị trí cần thiết sẽ dễ dàng giữ được trong các giới hạn ± 1° bằng một sự điều khiển nhỏ. Một tiêu chí quan trọng cho bất kỳ máy bay nào thực hiện cất cánh từ cầu bật là khả năng đạt được các đặc tính tối ưu khi thả tự do cần lái máy bay. Khi thả tự do cần lái thì việc cất cánh từ cầu bật của máy bay thông thường được xem như một động tác nhẹ nhàng hơn khi máy bay cất cánh từ sân bay thông thường.

Quá trình F-14A cất cánh bắt đầu tại thời điểm khi nhân viên điều hành ở cuối đường băng tháo thiết bị ghìm giữ. Sự không bằng phẳng của nền gốc mà trên đó đặt lớp phủ, gây ra hiện tượng lắc của máy bay khi chạy đà, dao động lắc đó được truyền qua các càng chính của sát-xi, nhưng nó không làm phi hành đoàn lo ngại và không ảnh hưởng đến các đặc tính cất cánh. Việc giữ máy bay so với trục trung tâm đường băng và cầu bật trong vòng ± 0,75 m dễ dàng hơn so với máy bay T-2C, nhờ hoạt động điều khiển bánh xe càng mũi. Ở một mức độ lớn người ta đã giảm tải được cho các phi công trong thời gian chạy đà, nhờ hệ thống điều khiển càng mũi loại trừ được các độ lệch hướng nhỏ nhất một cách dễ dàng. Trong suốt thời gian chạy đà của máy bay F-14A liên tục xảy ra các dao động ngắn hạn theo chiều dọc (khoảng 1 giây) của các trụ càng chủ, gây ra bởi động năng của càng mũi. Càng mũi đôi khi tách khỏi lớp phủ đường băng ở các tốc độ chạy đà cao trong những khoảnh khắc trước khi máy bay tiến vào đường cầu bật. Việc kiểm soát hướng không đủ chính xác do ảnh hưởng của gió cạnh và các chuyển vị ngang do sự không đồng đều của lớp phủ nền, khi càng trước không có tiếp xúc với đường băng cất hạ cánh. Việc sử dụng hệ thống điều khiển càng mũi cho phép phi công giữ máy bay trong các giới hạn của đường đánh dấu đã vạch, bằng cách điều khiển bánh xe phía trước trong thời điểm có tiếp xúc với đường băng cất cánh.

Cũng như trong trường hợp máy bay T-2C, các phi công máy bay F-14A có thể xác định điểm ngừng cất cánh an toàn với độ chính xác ± 15 m (1,2 s), nhưng các số liệu chính xác của nó được truyền qua radio từ đài điều khiển nhằm các mục đích an toàn. Sau khi máy bay vượt qua điểm an toàn ngừng cất cánh và việc cất cánh phải được diễn ra, viên phi công khi chạy đà chủ yếu tập trung chú ý {221} vào tình trạng hoạt động của động cơ và viên sĩ quan-hoa tiêu kiểm soát tốc độ chạy đà bằng cách đọc các chỉ số của nó từ màn hiển thị hệ thống dẫn đường quán tính. Việc máy bay tiến vào cầu bật đặc trưng bởi sự tăng gia tốc tiêu chuẩn đến 3,1 ... 3,7 g khi cất cánh từ cầu bật có góc nâng 6°, và lên đến 3,4 và 5,2 g khi cất cánh từ cầu bật với góc nâng 9°. Mặc dù máy bay ở trên cầu bật trong thời gian rất ngắn (khoảng 1 giây), sự gia tăng gia tốc tiêu chuẩn là rất mạnh. Tốc độ chạy đà nhỏ nhất ở cuối cầu bật tương ứng với biên độ dao động nhỏ hơn cả và gia tốc trong trường hợp này cao hơn một chút so với gia tốc tiêu chuẩn tối đa của máy bay T-2C. Các gia tốc tiêu chuẩn này được coi là chấp nhận được. Tại các gia tốc cao thì các thành viên phi hành đoàn để ngăn chặn những thương tổn cho cột sống vùng cổ nên sử dụng đến tư thế thích hợp trong ghế phóng. Khi máy bay thoát khỏi cầu bật ta không thấy có sự suy giảm phẩm chất hàng không của nó, gây ra bởi động năng của sát-xi. Máy bay F-14A sử dụng sự ổn định tăng cường theo cả ba trục. Để loại bỏ sự trượt ngang phát sinh sau khi cất cánh do ảnh hưởng gió, cần di chuyển nhẹ cần lái theo hướng ngược lại. Việc không có sự suy giảm tự nhiên các phẩm chất bay, gây ra bởi dao động phugoid theo độ nghiêng ngang, đã tạo thuận lợi cho công việc của phi công và được giải thích bởi thực tế là tất cả các máy bay cất cánh thông thường luôn có một hệ thống hiệu quả để tăng cường sự ổn định theo cả ba trục. Góc nghiêng dọc ban đầu sau khi máy bay thoát cầu bật, xác định bởi góc nâng của nó (6 hoặc 9 °). Thiết bị cân bằng theo chiều dọc sẽ đảm bảo các vận tốc góc so sánh được là 7 ... 8° / s, mà sau 2-3 giây sẽ được hãm đến không hay một giá trị dương nhỏ. Có khó khăn trong việc cân bằng theo chiều dọc là do thiết bị dùng cho mục đích này nằm ở một vị trí mà phi công rất khó thực hiện điều chỉnh do thị sai. Mặc dù hệ thống cân bằng trên máy bay F-14A tốt hơn so với T-2C nhưng rất khó sử dụng nó chính xác mà không có thiết bị ghi-kiểm. Nhất thiết phải đề nghị cho tất cả các máy bay cất cánh từ cầu bật, có hệ thống cân bằng riêng, có khả năng nhân đôi và dễ dàng kiểm soát.
........

(tiếp)

Cũng giống như máy bay T-2C, đối với F-14A tốc độ lên cao là một hàm số của tốc độ thoát khỏi cầu bật của máy bay, quan hệ lực đẩy / trọng lượng của máy bay, góc dốc của cầu bật và sự cân bằng theo chiều dọc. Do sự hạn chế {222} tốc độ thoát khỏi cầu bật của máy bay, gây ra bởi việc chỉ có một động cơ hoạt động, trong các thử nghiệm này đã không chứng minh được các đặc tính, gần với giá trị tương ứng với giá trị bằng không của tốc độ lên cao ở góc nâng cầu bật 6°, cũng như khi góc nâng cầu bật là 9°. Để nghiên cứu độ nhạy cân bằng người ta đã thực hiện một số lần cất cánh từ cầu bật ở đầu chương trình thử nghiệm. Máy bay đã duy trì tốt góc nghiêng dọc tối đa, trong khi phản ứng với sự chuyển động của bánh lái, lúc mà mũi bắt đầu chúc xuống. Khi đã đạt tới góc nghiêng dọc cần thiết, rất dễ dàng giữ được vị trí mong muốn trong khoảng ± 1° bằng những chuyển động nhẹ nhàng của bánh lái.

Trong thời gian máy bay cất cánh từ cầu bật, những tải trọng đáng kể đã tác động đến máy bay. Do các máy bay như T-2C và F-14A, được phát triển để sử dụng chúng từ các tàu sân bay, nên xét theo các đặc tính độ bền của mình, chúng thích hợp cho việc cất cánh từ cầu bật. Trên thực tế, mục đích chính của các bài kiểm tra là để xác định tải trọng tác động lên kết cấu của các máy bay thử nghiệm. Vấn đề được coi là cơ bản nhất đó là sự phân phối tải trọng trên khung chịu lực của máy bay. Để giảm mô-men uốn, cánh máy bay T-2C không treo các thùng nhiên liệu tại đầu mút, còn trên máy bay F-14A không có các thùng chứa nhiên liệu bên trong cánh. Tại các cuộc cất cánh thử nghiệm đầu tiên từ cầu bật, ở các tốc độ gần với tốc độ khi cất cánh bình thường, có một câu hỏi về việc xác định tải trọng tối đa nào trên máy bay trong giai đoạn đầu của cuộc thử nghiệm. Đầu tiên đối với máy bay người ta xác định các trọng lượng cất cánh nhỏ. Máy bay T-2C là máy bay đầu tiên vượt qua thử nghiệm, các tải trọng trên khung của nó, tùy thuộc vào tốc độ thoát khỏi cầu bật được dẫn ra trên hình 3.31.

(http://scilib-avia.narod.ru/Pavlenko1/images/224.gif)
Рис. 3.31. Зависимость нагрузки Р на шасси самолета Т-2С от скорости разбега по трамплину:
а — носовая стойка; б — основные стойки; 1 — фактические нагрузки при угле схода 6°; 2 — фактические нагрузки при угле схода 9°; 3, 4 — данные моделирования при углах схода 6 и 9° соответственно

Hình 3.31. Sự phụ thuộc của tải trọng P lên sát-xi máy bay T-2C vào tốc độ chạy đà trên cầu bật:
a-càng mũi; b-cành chủ; 1-tải trọng thực tế khi góc thoát 6°; 2-tải trọng thực tế khi góc thoát 9°; 3, 4-các số liệu mô hình hóa tương ứng khi góc thoát là 6 và 9°

Như ta thấy trên hình, tải thực tế và tính toán trên càng mũi trùng nhau rất nhiều, mặc dù ở tốc độ nhỏ hơn so với dự kiến. Tải trọng thực tế trên các càng chính khá nhỏ so với tải trọng thu được khi mô hình hóa, và chúng có gia số nhỏ hơn khi tăng góc nâng của cầu bật. Sự giảm tải trên các càng chính được cắt nghĩa là do không có khả năng dự đoán chính xác lực nâng của cánh máy bay trong thời gian chạy đà. Việc sử dụng các cánh tà sau thả hoàn toàn đã nhấn mạnh xu hướng này cũng như sự tăng nhẹ tải trọng trên càng mũi. Tải cực hạn {223} trên sát-xi (hành trình tới hạn của thanh nhún bộ giảm xóc) được xác định cho trụ càng mũi của sát-xi. Trên cầu bật có góc nâng 6° thì các tải trọng tối đa trên càng mũi thu được khi trọng lượng cất cánh của máy bay T-2C bằng 5350 kg, tốc độ chạy đà trên cầu bật từ 157 đến 178 km / h. Các tải trong tối đa của càng mũi thu được trong thời gian một số lần cất cánh từ cầu bật có góc nâng đến 9°.

Đối với máy bay F-14A các tải trọng thực sự đo lường được trong thời gian thử nghiệm về cơ bản phù hợp với các tải trọng thu được qua mô hình hóa, nhưng không phát hiện được sự thay đổi tải trọng phụ thuộc vào các điều kiện khác nhau khi cất cánh từ cầu bật. Việc không có khả năng phát hiện chúng có thể giải thích qua ba yếu tố chính. Thứ nhất, số lượng các lần cất cánh rất hạn chế, điều đó loại trừ việc lặp lại các điều kiện tương tự. Thứ hai, phạm vi thay đổi tốc độ thoát của máy bay khỏi cầu bật là nhỏ, dẫn đến việc không có khả năng xác định ảnh hưởng của tốc độ đến các tải trọng phát sinh trong quá trình cất cánh. Thứ ba, "nước đại" bất ngờ của mũi máy bay khi nó {224} tiếp cận cầu bật, gây ra những thay đổi lớn về tải trọng trên càng mũi. Tuy nhiên, trong quá trình thử nghiệm đã không đạt được đến tải trọng tới hạn kể cả trên các càng chính, hoặc trên càng mũi. Vì vậy càng mũi sẽ là một yếu tố hạn chế trong các lần cất cánh mà máy bay có các tốc độ tăng cao khi thoát khỏi cầu bật. Ảnh hưởng đáng chú ý nhất của việc tăng tốc độ lên việc tăng tải trọng trên càng mũi và các càng chính được quan sát thất khi máy bay cất cánh từ cầu bật có góc nâng 9°. Sự gia tăng trọng lượng cất cánh của máy bay F-14A từ 21.800 kg đến 25.000 kg khi cất cánh từ cầu bật có góc nâng 9 ° gây ra một sự gia tăng nhỏ của tải trọng trên khung máy bay. Ảnh hưởng của tốc độ đến tải trọng sát-xi khi máy bay cất cánh từ cầu bật có góc nâng 6 ° không phát hiện được, do thực tế đã sử dụng các dữ liệu ngẫu nhiên. Tuy nhiên, việc tăng tải trên sát-xi phụ thuộc vào trọng lượng cất cánh của máy bay thì đã được xác định. Đáng chú ý nhất đối với phi công khi chạy đà và cất cánh từ cầu bật là sự gia tăng của gia tốc tiêu chuẩn. Đỉnh điểm của sự gia tăng gia tốc tiêu chuẩn thu được trong quá trình thử nghiệm được thể hiện trên hình. 3.32.

(http://scilib-avia.narod.ru/Pavlenko1/images/225.gif)
Рис. 3.32. Зависимость приращения нормального ускорения самолета при трамплинном взлете в зависимости от скорости разбега:
1 — при угле схода 9° для T-2C; 2 — при угле схода 6° для Т-2С; 3 — при угле схода 9° для F-14; 4 — при угле схода 6° для F-14; 5, 6 — данные моделирования при углах схода 6 и 9° соответственно

Hình 3.32. Sự phụ thuộc của gia số gia tốc tiêu chuẩn của máy bay khi cất cánh từ cầu bật trong mối quan hệ phụ thuộc tốc độ chạy đà:
1- khi góc thoát 9° với T-2C; 2- khi góc thoát 6° với Т-2С; 3- khi góc thoát 9° với F-14; 4- khi góc thoát 6° với F-14; 5, 6- các số liệu mô hình hóa khi các góc thoát tương ứng là 6 và 9°

Trong thực tế, kíp lái máy bay đã phải chịu những gia tốc lớn. Vì vậy, trong các lần cất cánh của máy bay F-14A với tốc độ lớn {225} thì các thành viên phi hành đoàn phải giữ đúng tư thế trong các ghế phóng.

Như đã đề cập ở trên, các yêu cầu đặt ra về độ bền kết cấu của máy bay dự kiến cho chúng đóng căn cứ trên các tàu sân bay, cho phép các máy bay ấy thực hiện cất cánh từ cầu bật. Máy bay của các loại binh chủng khác phải sử dụng cầu bật có góc nâng nhỏ. Tuy nhiên, để đảm bảo góc thoát cần thiết của máy bay khỏi cầu bật, cần phải tăng đoạn dốc cầu bật xác định góc nâng của nó lên, và do đó, cả chiều dài và chiều cao của cầu bật cũng sẽ tăng lên.

Như vậy, việc cất cánh từ cầu bật của các máy bay thông thường là có thể. Việc giảm chiều dài chạy đà nhờ sự trợ giúp của cầu bật được đến hơn 50% là một minh chứng sống động về những ưu thế mà cầu bật mang lại. Xét từ quan điểm các phẩm chất hàng không và khả năng điều khiển khi chạy đà, việc cất cánh từ cầu bật là hoạt động cơ động dễ dàng hơn hơn so với việc cất cánh bình thường. Trong hầu hết các lần cất cánh mà máy bay T-2C và F-14A thực hiện, đã thiết lập được sự cân bằng theo chiều dọc ở mức đảm bảo cất cánh với tay cần điều khiển ở tư thế tự do. Tuy nhiên, những khó khăn trong việc đảm bảo sự cân đối theo chiều dọc máy bay đã đặt ra yêu cầu cho bất kỳ máy bay nào thực hiện cất cánh từ cầu bật, đó là nó phải được trang bị hệ thống cân bằng chính xác, nhạy bén và được nhân đôi. Cần phải tăng cường sự ổn định của máy bay theo ba trục. Để cho phép phi công kiểm soát hoạt động của thiết bị trên máy bay và theo dõi các thông số bay, cần phải có sự hiển thị trên kính chắn gió. Trong thời gian cất cánh từ cầu bật, tải trọng tác động lên kết cấu của cả hai loại máy bay đều ở trong phạm vi chấp nhận được. Máy bay không được thiết kế để sử dụng từ trên tàu sân bay và không có thiết kế gia cường kết cấu khung sườn, có thể thực hành cất cánh từ cầu bật có góc nâng nhỏ hơn (bán kính cong lớn hơn).
.........

(tiếp)

3.4. Cất cánh thẳng đứng

Máy bay cất-hạ cánh thẳng đứng (VTOL) có thể cất cánh thẳng đứng (hoặc cất cánh điểm) từ boong tàu. Các máy bay VTOL thực sự khác nhiều so với máy bay thông thường.

Để máy bay VTOL hoạt động bình thường cần phải đảm bảo: {226}
- Lực đẩy theo chiều thẳng đứng (của thiết bị phát lực) phát ra, có độ lớn vượt qua độ lớn của trọng lực để nó cất cánh không cần chạy đà và treo;
- Lực đẩy ngang để thực hiện bay và cơ động bình thường;
- Chuyển tiếp trung gian về hướng của lực đẩy giữa lực đẩy theo phương thẳng đứng và lực đẩy theo phương ngang để chuyển từ trạng thái cất cánh, bay treo sang bay ngang và ngược lại;
- Các lực và mô-men điều khiển để điều khiển máy bay VTOL và tạo ổn định cho nó ở các tốc độ gần bằng không, khi các lực khí động học còn rất nhỏ hoặc chưa có;
- Bảo vệ sân CHC, kết cấu máy bay và động cơ tránh những tác động xấu của dòng khí xả có năng lượng cao.
Trong quá trình cất cánh thẳng đứng và bay treo vector lực đẩy của thiết bị động lực được định hướng ở góc 90 ° hoặc ở góc gần 90 độ, so với bề mặt của sân cất-hạ cánh. Do đó, các dòng khí thải nhiệt độ cao với động năng lớn có hướng thẳng đứng so với sân CHC hoặc định hướng ở các góc gần 90 độ. Các dòng khí xả chảy ra khỏi ống xả của động cơ máy bay phản lực VTOL gây ra các tác động tương hỗ: giữa các dòng khí xả với nhau; giữa dòng khí xả với luồng không khí bên ngoài (gió, tốc độ của chuyển động theo phương ngang); với các bề mặt của máy bay; với các động cơ; với các sân cất cánh và hạ cánh.

Các tương tác nói trên phụ thuộc vào số lượng và vị trí của các động cơ trên máy bay, hình dạng của thiết bị phụt, các đặc tính năng lượng của dòng phụt, bố trí các bộ phận của máy bay (cánh, thân máy bay, cửa hút không khí), độ gần của mặt cắt vòi xả và bề mặt của máy bay so với bề mặt sân CHC, tốc độ và hướng của luồng khí bên ngoài, đặc điểm của quá trình cất cánh và hạ cánh.

3.4.1. Tác động hút của dòng khí xả và xác định ảnh hưởng của nó đến lực nâng của máy bay VTOL

Hiện tượng hút các dòng chảy rối sát vách và chảy tự do của không khí xung quanh, hiện tượng hãm luồng chảy tràn trên các bề mặt máy bay, không khí được sưởi nóng đi vào động cơ, gây ra sự thay đổi lực đẩy theo phương đứng của thiết bị động lực, hay như người ta thường nói, lực hợp thành tiêu chuẩn (lực nâng hợp thành). {227}

(http://funkyimg.com/i/MtS9.jpg)

trong đó ΔY - thay đổi tổng cộng (giảm hoặc tăng) của lực nâng máy bay VTOL, do ảnh hưởng của tất cả các hiệu ứng kể trên;
P - lực đẩy tổng cộng theo phương đứng của thiết bị động lực. Các phương trình đặt ở vế bên phải thể hiện những nội dung sau.
ΔYс.в/P - sự mất mát lực nâng do hiện tượng các dòng khí xả hút không khí xung quanh bên ngoài ảnh hưởng của mặt đất, khi các dòng khí xả chảy từ máy bay xuống phía dưới và không gặp phải trở ngại trên đường đi của nó. Các dòng khí gaz lôi kéo một khối lượng không khí ở bên cạnh trong luồng không khí (đang chuyển động) tương đối, vì vậy số khối lượng khí gaz trong dòng xả gần như tăng tỉ lệ thuận với quãng đường nó đã đi qua. Do hiện tượng hút không khí xung quanh mà tại các bề mặt phía dưới của máy bay hình thành nên một khu cục bộ giảm áp, như được thể hiện trên hình 3.33.

(http://scilib-avia.narod.ru/Pavlenko1/images/228.gif)
Рис. 3.33. Появление разрежения на нижних поверхностях самолета из-за подсоса выходной струей окружающего воздуха:
1 — свободная турбулентная струя; 2 — подсасываемый воздух из окружающей среды

Hình 3.33. Sự xuất hiện vùng không khí loãng ở các bề mặt phía dưới của máy bay do tác động hút của dòng khí xả đối với không khí xung quanh:
1- dòng chảy rối tự do; 2- không khí bị hút vào từ môi trường xung quanh
........

(tiếp)

ΔYпр/P - các tổn thất bổ sung của lực nâng do xuất hiện dòng cận thân vì gần bề mặt đất (sân đậu), như thể hiện trong hình. 3.34. Độ lớn của những tổn thất này phụ thuộc vào cao độ của bề mặt máy bay trên sân đậu (mặt đất), các thông số hình học của máy bay và các vòi phun, vị trí của chúng và các thuộc tính năng lượng của dòng xả phản lực.

Do hoạt động hút của dòng hình quạt, nằm gần bề mặt kết cấu máy bay, ở các phần dưới của máy bay sẽ phát sinh các khu vực có độ loãng khí cao. Những khu vực loãng khí đó {228} gây giảm đáng kể lực nâng tổng cộng của máy bay.

Cách đơn giản nhất và xác định rõ nhất bức tranh vật lý của sự xuất hiện tổn thất lực nâng, liên quan đến sự lây lan dòng cận thân dọc theo bề mặt đất và tác động hút không khí xung quanh của chúng, ta có thể làm được, sau khi xem xét một dòng khí đơn nhất xuất phát từ ống phun nằm ở trung tâm đĩa tại những khoảng cách đến mặt đất khác nhau (xem hình. 3.34 ).

(http://scilib-avia.narod.ru/Pavlenko1/images/229.gif)
Рис. 3.34. Обтекание самолета при появлении пристеночных струй вследствие близости самолета от поверхности земли:
1 — свободная турбулентная струя; 2 — подсасываемый воздух; 3 — пристеночная струя; 4 — разрежение

Hình 3.34. Sự chảy bao máy bay của chất lưu khi xuất hiện dòng cận thân do thân máy bay còn gần bề mặt đất:
1- dòng chảy rối tự do; 2- không khí bị hút vào; 3- dòng cận thân; 4- không khí loãng

Ở những khoảng cách lớn so với mặt đất, độ loãng khí trên bề mặt của tấm ít thay đổi theo bán kính, và về độ lớn thì không đáng kể. Tuyến dòng thứ cấp do tác động hút gần nằm ngang. Khi giảm khoảng cách H đến mặt đất của đĩa có đường kính D của một dòng đơn lẻ, sẽ có sự liên quan ngày càng lớn giũa sự xuất hiện của bộ phận dòng cận thân hình quạt do va chạm của nó với bề mặt sân đậu và lan rộng đều đặn về tất cả các hướng dọc theo bán kính. Tại khoảng cách H / D £ 2 thì dòng hút rất mạnh không khí bên ngoài sẽ chảy bao toàn bộ mép đĩa. Do sự đứt dòng mà phát sinh vùng áp suất thấp ở bề mặt dưới của đĩa, đặc biệt là ở các vùng ngoại vi của đĩa. Kết quả là làm phát sinh những tổn thất đáng kể lực nâng ΔYпр do tác động hút của dòng cận thân.

(http://scilib-avia.narod.ru/Pavlenko1/images/230.gif)
Рис. 3.35. Сравнение расчетных (оплошная линия) и экспериментальных (кружки) данных по потерям подъемной силы из-за подсасывающего действия выходных струй

Hình 3.35. So sánh các số liệu tính toán (đường đậm) và thực nghiệm (các chấm tròn) về mất mát lực nâng do tác động hút của các dòng khí xả

Từ các công tác đã thực hiện cho thấy rằng, ảnh hưởng chính đến độ lớn của tổn thất lực nâng do {229} tác động hút của dòng gần mặt đất là quan hệ giữa diện tích của miệng xả với diện tích đĩa Sс/Sд và khoảng cách từ bề mặt đĩa đến vật cản H / D (hình. 3.35). Hình thức khác nhau của miệng xả, áp suất và nhiệt độ trong vòi xả có ít ảnh hưởng đến những tổn thất này. Nếu tóm tắt các kết quả trên ta thu được quan hệ phụ thuộc của tổn thất lực nâng ΔYпр/Рот vào khoảng cách từ đĩa đến bề mặt vật cản H không phải với đường kính của vòi phun, mà với tham số (http://scilib-avia.narod.ru/Pavlenko1/images/230_f.gif) ta sẽ có được trên thực tế một đường cong, có thể được mô tả bằng công thức gần đúng. Cần lưu ý rằng các thí nghiệm, bao gồm các thí nghiệm trên quy mô thực, đã cung cấp sự phù hợp khá tốt đối với những dữ liệu tính toán thu được trên cơ sở tổng quát hóa. Nếu có không chỉ một mà nhiều dòng thì bức tranh chảy của dòng chất lưu và không khí bị hút sẽ thay đổi đáng kể. Trong khu vực giữa các dòng, do sự tương tác của các dòng cận thân đã hình thành các dòng chảy hướng lên ở tốc độ tương đối cao. Dòng chảy hướng lên này được gọi là "đài phun nước" hay dòng phun. Do kết quả sự ức chế dòng phun này ở bề mặt dưới của mặt phẳng vật thể, mà từ đó dòng chảy xuất phát, tại đó sẽ phát sinh các lực hướng lên trên, nghĩa là sẽ xuất hiện một lực nâng bổ sung -. tăng thêm lực nâng một lượng ΔYф/Р. Lượng tăng thêm này của lực nâng của máy bay VTOL đối với cách bố trí có hai hoặc nhiều dòng xả gần bề mặt sân đậu (mặt đất) do tương tác của các dòng cận thân với nhau, sự hình thành dòng phun hướng lên cao và ảnh hưởng của nó đến các bề mặt dưới của máy bay được chỉ ra trên hình 3.36.

(http://scilib-avia.narod.ru/Pavlenko1/images/231_1.gif)
Рис. 3.36. Взаимодействие двух струй при натекании их на преграду и образование восходящего фонтанного потока:
1 — свободные турбулентные струн; 2 — подсасываемый воздух; 3 — пристеночные струи; 4 — разрежение; 5 — фонтанный поток; 6 — эпюра давления фонтана

Hình 3.36. Sự tương hỗ của 2 dòng nhỏ khi chúng chảy gặp vật cản và sự hình thành dòng phun tràn:
1- dòng chảy rối tự do; 2- không khí bị hút vào; 3- dòng cận thân (cận bề mặt); 4- khí loãng; 5- dòng phun; 6- biểu đồ áp lực vòi phun

Nếu có 3 hay nhiều hơn các dòng xả, thì do kết quả sự tương tác của các dòng cận thân sẽ hình thành một hệ thống dòng phun (hình 3.37), gồm nhân vòi phun 1 và các mặt cạnh của vòi phun 2. Vì vậy dưới dạng chung thì gia số lực nâng của máy bay VTOL do tác động của vòi phun sẽ là:

(http://funkyimg.com/i/PrGh.jpg)

trong đó ΔYф.я/P — gia số lực nâng do nhân vòi phun; {231}
ΔYф.б.п/P — gia số lực nâng do các mặt cạnh của vòi phun.
Nếu phối trí của máy bay VTOL có hai vòi xả (hai luồng dòng xả), thì ΔYф/P = ΔYф.б.п/P, bởi vì nhân vòi phun sẽ không có, nghĩa là, ΔYф.я/P = 0.
Để xác định tác động của vòi phun cần xác định gia số lực nâng do nhân vòi phun và do các mặt cạnh của vòi phun.

(http://scilib-avia.narod.ru/Pavlenko1/images/231_2.gif)
Рис. 3.37. Взаимодействие трех и более пристеночных струй и образование системы фонтана:
1 — ядро фонтана; 2 — боковые плоскости фонтана

Hình 3.37. Tác động tương hỗ của ba và nhiều hơn các dòng cận thân và hình thành hệ thống vòi phun:
1- nhân vòi phun; 2- các mặt phẳng cạnh của vòi phun

Hoạt động của nhân vòi phun lan tỏa trên diện tích Sя, nghĩa là diện tích mặt bên dưới của máy bay VTOL, ở giữa các đường nối các tâm vòi xả của thiết bị động lực. Độ lớn tác động của nhân vòi phun có thể xá định trên cơ sở các số liệu thực nghiệm trên các mô hình máy bay VTOL. Biết độ lớn tổng cộng của sự thay đổi lực nâng ΔY/P, sau khi tính toán ra các thành phần lực của nó và tác động của các mặt bên (cạnh) vòi phun, chúng ta có thể xác định tác động của nhân vòi phun. Trên cơ sở xử lý các thí nghiệm ta sẽ nhận được công thức kinh nghiệm. Có thể xác định qua thực nghiệm sự phân bố áp suất trên diện tich Sя và bằng cách đó xác định thành phần lực ΔYф.я/P.

Cần lưu ý rằng cơ chế hình thành vòi phun và hoạt động của nó trên bề mặt máy bay là rất phức tạp. Nó phụ thuộc cấu hình các cơ cấu xả của thiết bị động lực: các thiết bị đối xứng trục đường kính như nhau, đường kính khác nhau, các cơ cấu xả phẳng với sự bố trí khác nhau tạo nên các vòi phun khác nhau hoàn toàn, chúng có tác động khác nhau đến bề mặt của máy bay VTOL. Nhiều điều phụ thuộc vào các góc chạm của các dòng khí xả với sân cất-hạ cánh, vào mức độ giãn nở khí xả trong các vòi xả khác nhau và v.v... Các dòng vòi phun cũng chảy lan như vậy trên bề mặt dưới của máy bay, và chúng tác động tương hỗ với các dòng xả và dòng bên ngoài. Tất cả cần được tính đến khi nghiên cứu chi tiết tác động của các vòi phun của dòng khí xả.

Sử dụng các phương pháp đã dẫn, có thể xác định các thành phần kể trên của lực nâng tổng cộng.

Trên máy bay các hiệu ứng hút không khí xung quanh và xuất hiện vòi phun được thể hiện một cách đồng thời. Tuy nhiên sự hiểu biết tác động riêng biệt của chúng cho phép thâm nhập sâu hơn vào nguyên nhân xuất hiện tổn thất hoặc các hiệu ứng tích cực và tìm ra con đường đạt đến các bố cục thích hợp nhất và các thiết bị tốt nhất.
.........

(tiếp)

Ảnh hưởng lớn đến cường độ tổn thất lực nâng của máy bay VTOL, gây ra bởi tác động hút của dòng khí xả, {232} là cách bố trí động cơ trên máy bay, cụ thể là vị trí tương hỗ của các ống xả, cũng như vị trí của chúng đối với các bộ phận của máy bay.

Từ việc phân tích các tài liệu đã dẫn ta rút ra rằng bố cục tốt nhất của máy bay VTOL là bố cục mà với nó sẽ tạo được nhân vòi phun có diện tích đáng kể.

(http://scilib-avia.narod.ru/Pavlenko1/images/233.gif)
Рис. 3.38. Зависимость относительных суммарной подъемной силы 3 СВВП, подъемной силы 2 фонтана, подсасывающей силы 1 струй от относительной высоты положения самолета над взлетно-посадочной площадкой

Hình 3.38. Sự phụ thuộc của các đại lượng tương quan lực nâng tổng cộng 3 của máy bay VTOL, lực nâng của vòi phun 2, lực hút 1 của dòng xả, đối với độ cao tương đối của vị trí máy bay trên sân cất-hạ cánh

Trên hình 3.38 trình bày sự phụ thuộc của lực nâng tổng cộng của máy bay VTOL, lực nâng của vòi phun và lực hút của dòng khí xả vào cao độ tương đối của vị trí máy bay trên sân cất-hạ cánh. Các quan hệ phụ thuộc này được dẫn ra đối với máy bay tốc độ cận âm có ba của hút gió bố trí một ở mũi máy bay VTOL và hai sau cánh dọc theo sườn thân máy bay, nghĩa là theo các góc tam giác cân. Từ hình vẽ ta thấy rằng lực hút không ngừng tăng cùng với việc giảm cao độ vị trí của máy bay trên bề mặt sân cất-hạ cánh. Ở đây cao độ tương đối được xác định như quan hệ giữa độ cao với đường kính tương đương của ống xả H/Dэ, còn lực tương đối — như quan hệ giữa sự thay đổi của nó đối với lực đẩy của động cơ.

Do kết quả tăng trưởng lực hút của dòng xả chảy lan trên bề mặt sân đậu mà lực nâng bị giảm và ngay cả tại cao độ dừng của vị trí máy bay lực này sẽ lên đến 95% lực đẩy ban đầu của thiết bị động lực. Tuy nhiên, do sự tương tác của ba dòng khí {233} của các quạt nâng mà nhân vòi phun và ba mặt cạnh của vòi phun được hình thành. Xung lượng của vòi phun (dòng hướng lên) tác động chủ yếu đến bề mặt dưới của máy bay, nằm giữa ba dòng khí xả. Vì thế có thể đo được lực của vòi phun trên mô hình có ba miệng xả. Trên hình vẽ cho thấy quan hệ phụ thuộc của sự thay đổi lực nâng của máy bay VTOL do tác động của các vòi phun lên máy bay. Ở khoảng cách đến bề mặt sân đậu, bằng 4 lần đường kính tương đương của vòi phun, vòi phun sẽ không làm tăng lực nâng, nhưng khi giảm khoảng cách này thì ta quan sát thấy có sự gia tăng mạnh lực nâng, nó đạt mức tối đa ở độ cao bằng 1,5 lần đường kính tương đương, sau đó bắt đầu giảm. Giá trị tăng tối đa khoảng 5% tổng lực đẩy. Cần lưu ý rằng dòng vòi phun khi va đập vào bề mặt máy bay sẽ lan truyền trên đó và cũng có tác động hút đến môi trường không khí xung quanh, vì vậy xung lượng của vòi phun không được sử dụng hoàn toàn để tăng lực nâng. Khảo sát cho thấy rằng tính chất chảy lan của dòng phun nước là khá phức tạp và phụ thuộc vào hình bao thân máy bay, sự hiện diện của những điểm lồi, cánh tà và các bề mặt khác. Ví dụ, nếu thân máy bay có mặt cắt hình bầu dục, dòng vòi phun sẽ chảy bao quanh thân máy bay dọc theo bề mặt của nó và xung quanh mặt cắt ngang, còn nếu thân máy bay phẳng có hai cửa hút khi động học ở các bên sườn, dòng sẽ được khóa giữa các bầu hút khí động (gondola) và chảy dọc theo mặt phẳng ở cả hai phía đối nhau. Rõ ràng, trong trường hợp thứ hai, xung lượng của vòi phun được sử dụng hiệu quả hơn khi nhằm mục đích tăng lực nâng.

Do tác động đồng thời của hai yếu tố theo các hướng ngược nhau: lực hút trong lực của vòi phun - đường cong 3 của tổng lực nâng phụ thuộc vị trí cao độ của máy bay trên đường băng có hình dạng khá phức tạp. Khi giảm độ cao lực đó sẽ giảm nhẹ, sau đó tăng lên khi lực vòi phun lớn hơn lực hút, đạt đến giá trị tối đa, sau đó giảm trở lại khi lực hút ngày càng lớn và lớn hơn lực của vòi phun.
.........

(tiếp)

Tất cả các số liệu dẫn trên là tương ứng với góc tấn của máy bay bằng không. Nếu góc tấn tăng lên (hình 3.39) từ 0 đến 10°, thì tại các độ cao Н của vị trí máy bay, bằng 0,8 và 2, giá trị tương đối của lực nâng sẽ giảm đáng kể từ –0,01 tới –0,078 và từ 0,01 tới –0,019 một cách tương ứng. Đối với khoảng cách H/Dэ = 5...8 sự thay đổi {234} của lực nâng là không đáng kể. Đặc tính trên của sự thay đổi lực nâng khi góc tấn tăng đối với sơ đồ máy bay VTOL có 3 dòng xả này bắt nguồn từ 2 yếu tố: thứ nhất, cùng với việc góc tấn tăng thì cửa hút gió phía trước tách xa ra bề mặt sân đậu và tác động của dòng xả thực sự giảm nhiều, hiệu ứng vòi phun tại các cự ly này theo lẽ thường sẽ không còn tồn tại và thứ hai, sự tăng cường tác động tương hỗ của hai dòng xả phía sau do giảm khoảng cách từ chúng tới sân đậu và không có nhân vòi phun. Ở đây chỉ tồn tại mặt phẳng dọc của vòi phun. Tất cả điều đó dẫn đến tăng tác động hút và gần như mất hoàn toàn hiệu ứng vòi phun. Nếu góc tấn trở thành góc âm, ta sẽ quan sát thấy gia số lực nâng là không đáng kể. Nguyên nhân của nó là sự tồn tại nhân vòi phun do tác động tương hỗ lẫn nhau của các dòng xả phía sau và sự hướng dòng chảy dọc theo trục máy bay, dòng đó tác động tương hỗ với dòng của cửa hút gió phía trước. Với sự thay đổi góc tấn thì mô-men nghiêng dọc trục cũng thay đổi đáng kể. Sự thay đổi mô-men nghiêng dọc được sinh ra bởi việc giảm tác động hút của phần đuôi khi tác động hút của phần mũi tăng lên và có sự chuyển vị điểm đặt của vòi phun về phía sau tại các góc tấn giá trị âm. Như vậy, nhìn từ quan điểm độ lớn của lực nâng và các mô-men, thì vị trí tương đối của máy bay VTOL sẽ đóng một vai trò lớn trong tương quan với boong tàu luôn chao đảo. {235}

(http://scilib-avia.narod.ru/Pavlenko1/images/235.gif)
Рис. 3.39. Изменение подъемной силы СВВП для разных значений угла атаки

Hình 3.39. Sự thay đổi lực nâng của máy bay VTOL đối với các góc tấn có giá trị khác nhau.

Trên hình 3.40 có dẫn ra quan hệ phụ thuộc của sự thay đổi gia số lực tác động lên máy bay VTOL trong một sơ đồ khác có bốn dòng xả (kiểu «Harrier»). Sự phụ thuộc của lực nâng tổng cộng vào khoảng cách tới bề mặt sân đậu được trình bày trên cơ sở các khảo sát thực nghiệm [12], mà các thành phần là — các lực hút ΔYс.в/P và ΔYпр/P và lực vòi phun ΔYф/P — được tính toán theo phương pháp dẫn ở trên. Thành phần âm của lực hút của dòng cận thân tăng mạnh từ –0,02 tới –0,2 cùng với việc giảm khoảng cách đến sân đậu từ 8 tới 1. Đồng thời lực vòi phun tăng nhanh từ 0 tới +0,18. Kết quả là lực nâng tổng cộng tăng từ từ, đạt đến trị tối đa ở H/Dэ = 2...3, còn sau đó giảm đi một chút. Điều quan trọng là đường cong tính toán của lực nâng tổng cộng trùng khớp khá tốt với các số liệu thực nghiệm (các chấm khuyên tròn trên hình).

(http://scilib-avia.narod.ru/Pavlenko1/images/236.gif)
Рис. 3.40. Зависимость приращений ΔY/P, ΔYс.в/P, ΔYпр/P и ΔYф/P СВВП типа «Харриер» от H/Dэ

Hình 3.40. Sự phụ thuộc của các gia số ΔY/P, ΔYс.в/P, ΔYпр/P và ΔYф/P của loại máy bay VTOL «Harrier» vào H/Dэ

Như ta thấy trênn hình các hình 3.38...3.40, vai trò rất lớn trong việc làm giảm tổn thất lực nâng do hiện tượng hút không khí xung quanh bởi các dòng xả chảy lan trên bề mặt sân đậu, thuộc về sự xuất hiện vòi phun và tác động của nó lên bề mặt máy bay. Sự xuất hiện vòi phun và hiệu ứng tác động của nó lên bề mặt máy bay phụ thuộc vị trí phân bố các vòi xả trên máy bay, vào diện tích bề mặt máy bay VTOL nằm giữa các vòi xả và tương quan của nó với {236} diện tích các miệng xả, cũng như vào vị trí phân bố cánh đối với tiết diện các miệng xả và dòng xả. Các lực vòi phun ở các hệ thống thiết bị động lực có 3 và 4 ống xả, có diện tích bề mặt máy bay VTOL giữa các vòi xả đủ lớn, sẽ đạt tới các giá trị đáng kể, vượt qua lực hút hoặc xấp xỉ gần bằng nó.

Khảo sát dòng vòi phun và hoạt động của nó trên bề mặt máy bay VTOL chỉ ra có tồn tại vùng có các áp suất âm ở mặt dưới cạnh sườn từ các vùng áp suất dương mà vòi phun tạo ra giữa các mặt cắt vòi xả. Giả thiết điều đó có nguyên nhân ở sự ngắt dòng vòi phun và chu trình tuần hoàn kín của các mép ngoài của nó trong dòng xả tự do.. Đó có lẽ là nguyên nhân cơ bản làm giảm tác động của vòi phun trên bề mặt dưới máy bay VTOL. Tất cả các số liệu dẫn ra về hiện tượng hút do các dòng khí xả và tác động của vòi phun liên quan đến các dòng đối xứng trục. Các số liệu xác định hiệu ứng tác động của dòng xả thẳng góc và hoạt động tương hỗ giữa chúng khi máy bay VTOL ở trạng thái bay treo là ít hơn khá nhiều và còn chưa được nghiên cứu đầy đủ. Tuy nhiên ngay cả với một số lượng công việc còn hạn chế cũng chỉ ra rằng, khi dòng xả thẳng ở tư thế nằm ngang thì dòng vòi phun thực tế không tồn tại, sự tổn thất lực nâng tương tự các tổn thất của một dòng xả trụ tròn đơn lẻ có kích thước tương. Khi dòng xả ở tư thế nằm dọc ta sẽ quan sát thấy có dòng vòi phun thực sự, đủ để loại trừ tác động hút có tính tiêu cực của dòng xả. Ngoài ra còn cần có tài liệu thống kê số lượng lớn để nghiên cứu sâu hiệu ứng khi áp dụng thiết bị xả thẳng góc.
.........

(tiếp)

Vì vậy, khi chọn bố cục thiết bị động lực trên máy bay VTOL và chọn vị trí các cơ cấu xả xuất phát từ các công thức đã dẫn và các số liệu thực nghiệm trên các mô hình và các mẫu thực ngoài trời cần bố trí miệng xả theo cách sao cho hình thành dòng vòi phun, sao cho nhân vòi phun chắc chắn xuất hiện và nó sẽ tác động lên bề mặt dưới của máy bay VTOL mà không có hiện tượng chảy lan, nghĩa là được khép kín bởi bản thân kết cấu máy bay. Bằng cách bố trí hợp lý dòng xả và tạo khả năng để "ghìm giữ" được xung lượng bên cạnh sân cất-hạ cánh ta sẽ có được sự gia tăng rõ rệt lực nâng của máy bay VTOL trong tương quan với lực đẩy của thiết bị động lực.

Với tư cách là thiết bị giữ xung lượng dòng vòi phun, có thể sử dụng các bầu khí động (gondola) chứa vũ khí được thu vào một cách đặc biệt, hoặc các cánh tà cố định, kích thước và {237} tư thế của chúng được chọn lựa sao cho dòng vòi phun hướng lên sẽ gần như triệt tiêu xung lượng và không chảy vào khu vực cửa hút khí của thiết bị động lực.

(http://scilib-avia.narod.ru/Pavlenko1/images/238.gif)
Рис. 3.41. Изменение приращения суммарной подъемной силы СВВП от H/Dэ:
1 — без устройства повышения подъемной силы; 2 — с устройством повышения подъемной силы; 3 — устройство повышения подъемной силы

Hình 3.41. Sự thay đổi gia số lực nâng tổng cộng của máy bay VTOL vào H/Dэ:
1- không có thiết bị tăng cường lực nâng; 2- có thiết bị tăng cường lực nâng; 3- thiết bị tăng cường lực nâng

Đối với sơ đồ máy bay VTOL cận âm có 3 quạt nâng làm việc như thiết bị cải thiện lực nâng, có thể sử dụng các sườn dài dọc thân, khép kín bằng các sườn ngang sau quạt nâng phía trước. Tất cả các sườn bố trí trong khu vực giữa 3 quạt nâng trong vùng nhân vòi phun, hình thành bởi 3 dòng xả khi chúng tương hỗ tác động với nhau sau khi chảy loang trên bề mặt sân đậu. Bên trong giữa 3 sườn, dòng vòi phun, nhờ có các sườn, sẽ quay xuống dưới và kết quả là xuất hiện sự gia tăng lực nâng (hình 3.41). Trên độ cao dừng của máy bay, sự gia tăng lực nâng vào khoảng +8%, so với lực đẩy của thiết bị động lực, hoặc như ta thấy khi so sánh với máy bay VTOL không có thiết bị cải thiện lực nâng, thì sự gia tăng lực nâng sẽ đạt tới 12%. Lực vòi phun, tác động lên máy bay, không ngừng tăng cùng với việc giảm cao độ vị trí máy bay và đạt +12% so với giá trị 3% đối với máy bay không có thiết bị tăng cường lực nâng.

Đối với sơ đồ có 4 dòng xả kiểu «Harrier» việc lắp đặt 2 sườn dọc tại các bầu khí động chứa pháo đối không {238} dẫn tới việc tăng lực nâng lên 6%, còn việc lắp đặt tấm chắn thu gọn bổ sung nằm ngang, khép kín các sườn dọc, chỉ làm tăng lực nâng thêm 2,5% (hình 3.42). Điều đó có nghĩa là tại chế độ cất cánh, khi máy bay VTOL có dự trữ lực đẩy nhỏ nhất, việc lắp đặt thiết bị tăng cường lực nâng sẽ cho bổ sung 8...12% lực đẩy. Nó cho phép loại máy bay "Harriet" tăng được tải trọng có ích ở chế độ cất cánh thẳng đứng lên 25%. Ngoài ra, khi không có thiết bị tăng cường lực nâng ta sẽ quan sát thấy luồng khí xả nóng rất mạnh dọc thân máy bay chảy về phía cửa hút gió và rơi vào động cơ. Việc lắp các thiết bị dưới dạng sườn và tấm chắn dẫn đến giảm nhiệt độ khí gaz tại cửa vào động cơ máy bay «Harrier» đến 15...17°С.

(http://scilib-avia.narod.ru/Pavlenko1/images/239.gif)
Рис. 3.42. Изменение приращения суммарной подъемной силы от высоты СВВП типа «Харриер» при применении устройств повышения подъемной силы:
1 — без устройств увеличения тяги; 2 — с продольными ребрами на пушечных гондолах; 3 — с поперечным щитом, замыкающим продольные ребра

Hình 3.42. Sự thay đổi gia số lực nâng tổng cộng theo độ cao máy bay VTOL kiểu "Harrier" khi áp dụng thiết bị tăng cường lực nâng:
1- không có thiết bị tăng lực đẩy; 2- có các sườn dọc tại bầu chứa pháo; 3- có tấm chắn ngang, khép kín các sườn dọc
..........

(tiếp)

Như vậy, ở máy bay CHC thẳng đứng đã xuất hiện thiết bị mới — thiết bị duy trì dòng vòi phun hay là như thường gọi, thiết bị tăng cường lực nâng. Thiết bị đó cho giá trị tổng thể lực nâng ở chế độ CHC một lượng bổ sung ΔYу — lượng tăng do thiết bị tăng cường lực nâng. Các thiết bị đó là các chi tiết kết cầu máy bay như: sườn, tấm chắn, chúng cải thiện việc hiện thực hóa dòng vòi phun và nâng áp lực tại các bề mặt dưới của máy bay VTOL. Chúng không phải làm nhiệm vụ của các thiết bị ngăn khí gaz nóng rơi vào cửa hút gió của động. Hiện nay đã có các số liệu thực nghiệm và tổng kết của chúng, cho phép xác định lượng tăng lực nâng {239} ΔYу/Pв phụ thuộc cấu hình trên mặt bằng của máy bay VTOL, số lượng các dòng xả, sự bố trí của chúng và các tham số khác. Tuy nhiên chúng đòi hỏi xác định chính xác trên cơ sở các khảo sát tiếp theo.

Tính đến thiết bị tăng cường lực nâng thì sự thay đổi tổng cộng của lực nâng máy bay VTOL được trình bày dưới dạng sau:

(http://funkyimg.com/i/QMaF.jpg)

Ngoài ra, có thể đưa vào một thành phần bổ sung khi tính đến sự thay đổi lực đẩy do nâng cao nhiệt độ tại lối vào động cơ do có lượng khí gaz nóng ΔYт/P lọt vào. Giá trị độ lớn của những tổn thất này được xác định theo giá trị trung bình của sự tăng cường nhiệt độ không khí đi vào động cơ theo công thức quen thuộc trong lý thuyết động cơ hoặc theo số liệu thử nghiệm động cơ tại các nhiệt độ không khí xung quanh khác nhau. Ngoài việc giảm lực đẩy động cơ sinh ra của không khí đã bị sưởi ấm, đặc biệt còn tính chất không đều do khí xả lọt vào cửa hút gió của động cơ, có thể gây ra sự làm việc không ổn định của động cơ và thậm chí làm động cơ bị tắt. Giá trị tổn thất ΔYт/P phụ thuộc mức bị đốt nóng của không khí đầu vào sẽ có thể là từ 2 cho tới 10%.

Chế độ chuyển tiếp chuyến bay của máy bay VTOL chứa trong nó một dải tốc độ từ tốc độ treo đến tốc độ cần thiết để bay chỉ dựa vào lực nâng khí động học, nghĩa là bằng các mặt phẳng tạo thành của bản thân máy bay.

Các hiệu ứng do dòng phản lực tạo ra có ảnh hưởng áp đảo đến các đặc tính của máy bay VTOL tại chế độ này, chúng làm thay đổi đáng kể các lực và mô-men tác động lên máy bay. Các yếu tố cơ bản làm cơ sở cho sự thay đổi này là việc dòng khí xả thoát ra từ miệng xả động cơ dưới một góc so với trục máy bay đang di chuyển theo phương ngang hoặc hoặc đang ở trong chuyển động tương đối: dòng khí gaz xả chảy vào dòng không khí bên ngoài đang chuyển động. Vì vậy nó có những hiệu ứng sau; sự biến dạng tiết diện dòng xả dọc theo dòng khí ngoài cùng với sự tạo thành các dòng xoáy đôi; hiện tượng ngắt dòng bên ngoài với bề mặt các dòng xả chảy bao quanh chúng; hiện tượng hãm dòng ngoài bởi các dòng xả.

(http://scilib-avia.narod.ru/Pavlenko1/images/241.gif)
Рис. 3.43. Характер движения выходной струи, истекающей из сопла двигателя в поток внешнего воздуха:
1 — двигатель; 2 — внешний поток; 3 — оси свертываемых вихрей; 4 — ось струи

Hình 3.43. Tính chất chuyển động của dòng khí xả chảy từ miệng xả động cơ vào dòng không khí bên ngoài:
1- động cơ; 2- dòng bên ngoài; 3- trục các dòng xoáy cuộn lại; 4- trục dòng xả

Trên hình 3.43 trình bày một dòng khí gaz đơn lẻ từ miệng xả động cơ 1 của máy bay VTOL chảy vào dòng không khí bên ngoài 2, có tốc độ V. Như chúng ta thấy, dưới tác động dòng bên ngoài, trục dòng xả bị uốn cong đáng kể, {240} nó dịch gần lại các bề mặt sau của máy bay. Dòng xả biến dạng khá nhiều dọc theo dòng ngoài, chuyển thành xoáy khí hình móng ngựa, cuối cùng tách thành hai dòng xoáy 3 quay ngược nhau, cường độ của chúng tăng lên cùng với việc quãng đường phải đi từ miệng xả đến luồng khí ngoài tăng lên. Như trên hình 3.43 cho thấy, tâm xoáy nằm cao hơn trục trung hòa của các dòng xả. Nếu có nhiều dòng xả, chúng sẽ cắt nhau khi bị uốn cong, tạo thành một dòng xả chung sau điểm giao cắt, như thể các dòng nước hòa nhập vào một dòng sông.

Dòng không khí bên ngoài sẽ chịu tác động mạnh của dòng xả thâm nhập vào trong nó, cũng vì thế mà hình thành trường áp suất bề mặt bao quanh dòng xả thoát ra. Các áp lực dương phát sinh phía trước dòng xả, trong khi đó dòng vận tốc cao vòng quanh dòng xả và vệt đi kèm của dòng xả có tính nhớt tạo nên các áp suất âm dọc theo dòng xả, cũng như các vùng ngắt các áp lực âm sau dòng xả. Khu vực áp suất âm có thể lan truyền ra 10–15 lần đường kính về mọi hướng so với dòng xả [12] và kết hợp với khu vực áp suất dương tạo thành mô-men nghiêng dọc theo hướng ngóc lên. Giá trị lực nâng hình thành và mô-men nghiêng dọc phụ thuộc quan hệ của tốc độ dòng ngoài tự do và dòng xả (V/Cc) và vào quan hệ của diện tích bề mặt máy bay với diện tích mặt cắt vòi xả. Tại các giá trị còn nhỏ của quan hệ vận tốc, khu vực áp suất âm có xu hướng lan về phía trước {241}, chiếm hoàn toàn khu vực áp suất dương như trong trường hợp bay treo. Tuy nhiên theo mức độ tăng cường vận tốc dòng bên ngoài thì khu vực áp suất dương sẽ tăng lên về phía trước dòng xả do hiệu ứng hãm.

Dòng xả tốc độ cao chảy vào dòng tự do bên ngoài, có tốc độ tương đối thấp, cũng gây ra tác động tương hỗ bề mặt, gây cảm ứng chảy hoặc hút không khí xung quanh hướng tới dòng xả. Sự phun trộn này cũng dẫn tới áp suất âm hay hiệu ứng hút trên bề mặt, mà từ đó dòng xả chảy ra, và phần nào là nguyên nhân làm xuất hiện các áp suất âm khi hãm, đã được xem xét ở trên. Sự tồn tại dòng ngoài cận âm ở chế độ chuyển tiếp chuyến bay sẽ tăng cường hiệu ứng phun trộn so với vị trí hiện có khi bay treo, cũng như làm lệch dòng xả về hướng chuyển động của dòng bên ngoài. Độ cong quỹ đạo dòng xả cũng ảnh hưởng đến sự phân bố áp lực bề mặt.

Cùng với việc tăng quan hệ vận tốc, trục dòng xả sẽ bị uốn lệch gần về vật thể bề mặt từ đó dòng xả chảy ra, đồng thời tăng tính hiệu quả phun trộn và lốc xoáy trong việc tạo thành áp lực âm trên bề mặt máy bay.

Khảo sát thực nghiệm ảnh hưởng dòng xả tròn, chảy vuông góc vào dòng cận âm bên ngoài, trên phân bố áp lực bề mặt cho thấy rằng, quan hệ vận tốc là tham số xác định khi mô tả phân bố áp lực bề mặt.

Các hiện tượng đã chỉ ra phụ thuộc không chỉ vào quan hệ vận tốc, mà còn vào cấu hình của máy bay (mặt bằng dưới, mặt bằng trên, số lượng và vị trí phân bố dòng xả) và có tính nhạy cảm với trạng thái hình học của dòng xả tương quan với cánh và giá trị quan hệ của diện tích mặt cắt vòi xả và bề mặt máy bay. Góc nghiêng của dòng xả chảy ra với bề mặt máy bay có một ý nghĩa quan trọng.
........

(tiếp)

3.4.2. Tương tác của các dòng khí xả với dòng chất lưu bên ngoài và hiện tượng khí xả lọt tới đầu vào động cơ

Khí gaz thoát ra từ một (hay nhiều) động cơ của máy bay VTOL, đập vào bề mặt sân CHC và chảy lan khắp diện tích theo hình quạt về tất cả các hướng. Khi có nhiều vòi xả ở một hoặc một số động cơ, dòng khí gaz sau khi đập vào sân CHC sẽ tương tác với nhau và phản xạ lại khỏi {242} bề mặt đường băng lên phía trên (hình 3.45.), chúng đập vào thân máy bay và chảy lên phía trước hướng vào cửa hút khí của động cơ và hướng về phần phía sau của máy bay. Ngoài những dòng chảy đó, trên bề mặt sân CHC còn hình thành hai dòng, di chuyển theo hướng dọc thân máy bay và vuông góc với nó.

Dòng chảy khí gaz nóng, di chuyển dọc bề mặt thân máy bay, có thể rơi tới lối vào cửa hút không khí và gây ra sự đốt nóng không đồng đều không khí tại cửa vào động cơ. Ngoài ra, dòng khí xả di chuyển dọc theo bề mặt đường băng về hướng phần phía trước của máy bay, khi gặp dòng không khí đang ập đến sẽ bốc lên cao cũng có thể rơi vào cửa hút không khí.

Việc khí thải bị cuốn vào cửa hút không khí động cơ tạo ra một vấn đề nghiêm trọng cho máy bay cất cánh và hạ cánh thẳng đứng có động cơ phản lực. Do sự tăng cao nhiệt độ không khí tại cửa hút không khí mà làm giảm lực đẩy động cơ, điều đó có tác động đáng kể đến thời gian và tính chất của quỹ đạo cất cánh. Hơn nữa, do nhiệt độ tại cửa hút không khí gia tăng quá nhanh hoặc sự đốt nóng không đồng đều không khí ở đầu vào máy nén động cơ, sẽ xảy ra việc giảm dự trữ ổn định của máy nén và hậu quả của nó - bị kích thích sang chế độ tối đa và các chế độ làm việc gần với nó.

(http://scilib-avia.narod.ru/Pavlenko1/images/244.gif)
Рис. 3.44. Характер движения одиночной выходной струи при ее ударе о поверхность площадки:
а — при безветрии; б — при наличии ветра

Hình 3.44. Tính chất chuyển động của dòng xả đơn khi đập vào bề mặt sân CHC:
a- khi không có gió; b- khi có gió

Khi khí xả rơi tới lối vào, trong động cơ sẽ xảy ra sự không phù hợp của lực đẩy thành phần của thiết bị động lực. Do thay đổi độ lớn các lực đẩy thẳng đứng có tác động cân bằng của các động cơ nâng-hành trình, động cơ nâng và khoảng cách từ chúng đến trọng tâm của máy bay VTOL, và do đó sẽ phát sinh các mô-men nghiêng dọc, độ lớn của chúng tùy thuộc vào mức độ tăng nhiệt độ ở đầu vào trong các động cơ nâng và động cơ nâng-hành trình.

Các nguyên nhân chính của hiện tượng khí thải bị hút vào các cửa hút không khí của máy bay VTOL là:
a) sự tương tác của nhiều dòng xả, chảy lan trên bề mặt đường CHC, làm một phần khí gaz bốc lên phía thân máy bay;
b) sự hãm về phía trước (theo chuyển động của máy bay VTOL) của phần khí xả định hướng bởi dòng không khí ùa đến và nâng nó lên trên bề mặt đường băng;
c) ảnh hưởng của các cơn gió, mà do đó các dòng xả động cơ bị hãm lại, bốc lên phía trên và di chuyển theo hướng ngược lại - về phía máy bay; {243}
d) dòng đối lưu khí xả nóng di chuyển lên phía trên, vì thế tại một khoảng cách xác định so với máy bay và một phần khu vực gần nó, sẽ hình thành một vùng hình chén có nồng độ khí thải khá đậm.

Cơ chế hút khí xả vào cửa hút gió được xem xét đơn giản hơn cả là xem xét các động cơ nâng lắp đặt riêng rẽ, bất kể các yếu tố kết cấu của máy bay.

Hiện tượng hút khí thải vào cửa hút không khí của động cơ nâng đơn lẻ được tạo ra như sau. Sau khi dòng xả đập vào bề mặt đường băng, nó chảy lan ra mọi hướng ở các cự ly lớn so với động cơ. Khi không có gió, khoảng cách này là L / Dc = 50 ... 100 (hình. 3.44, a). Tại khoảng cách này các dòng xả tách khỏi bề mặt đất do tác động của lực Archimede và hướng lên trên. Sau một thời gian, chúng có thể rơi vào cửa hút không khí của động cơ (đó là hiện tượng hút khí gas từ trường phân bố xa của dòng chảy khí gas). Nhờ sự hút không khí xung quanh vào cửa hút không khí mà một phần khí thải gần miệng xả do đối lưu sẽ bốc lên trên, đủ gần với cửa hút không khí và bị hút vào nó (hiện tượng hút khí xả từ trường phân bố gần). Kết quả là nhiệt độ trong cửa hút khí động cơ tăng lên khoảng 2 ... 4 ° khi hút ở trường phân bố xa và 6 ... 8 ° - khi hút từ trường phân bố gần. {244}

Trong các điều kiện không gió, nhiệt độ ở đầu vào của động cơ sẽ tăng từ từ và đạt giá trị tối đa của nó trong khoảng 10-15 giây.
Gió sẽ làm thay đổi đáng kể tính chất chuyển động của các dòng khí thải khi một động cơ nâng duy nhất vận hành (hình 3.44, b). Khi vận tốc gió 5 m / s thì khí thải thoát ra từ động cơ chỉ ở khoảng cách L/Dc = 20...30, sẽ bốc lên hướng tới cửa hút không khí của động cơ và bị hút dễ dàng vào nó. Việc tách dòng cận thân sẽ tới, khi quan hệ của vận tốc gió với vận tốc cục bộ của dòng xả đạt đến giá trị tới hạn.

Tại tốc độ gió 15 m / s và H/Dc ~ 2, sự tăng nhiệt độ không khí tại lối vào động cơ là khoảng 15 ... 18 °.

Ở chế độ gaz nhỏ khi tốc độ gió ~ 5 m / s sự tăng nhiệt độ tối đa là khoảng 18 ... 22 °. Lý do cho sự gia tăng nhiệt độ lớn khi ở chế độ gaz nhỏ, rõ ràng, nằm ở thực tế rằng vận tốc dòng khí thải thoát ra ở chế độ gaz nhỏ là không lớn, do đó chúng không thoát xa ra khỏi vòi phun và chúng đến gần cửa hút không khí của động cơ mà vẫn giữ được nhiệt độ cao hơn.
........

(tiếp)

Như vậy, sự gia tăng tốc độ gió gây ra sự gia tăng nhiệt độ tại đầu vào trong động cơ nâng đơn nhất ở chế độ hoạt động tối đa của động cơ cũng như đặc biệt ở chế độ gaz nhỏ. Chẳng hạn khi tăng tốc độ gió từ 5 đến 10 m / s sẽ làm tăng nhiệt độ không khí tại lối vào động cơ từ 10...12° đến 14...15°С ở chế độ tối đa và từ 18...22 đến 26... 31°С ở chế độ gaz nhỏ. Việc tăng nhiệt độ tại đầu vào động cơ không chỉ phụ thuộc vào tốc độ gió, mà còn phụ thuộc cả vào hướng.

Một tính năng quan trọng ở đây là cường độ lớn của sự gia tăng nhiệt độ không khí đi vào theo thời gian. Khí thải trong khoảng 0,2 ... 0,4 giây sẽ được tỏa ra dọc đường băng đến khoảng cách 20 ... 30 lần đường kính vòi phun, bị hãm lại bởi gió và bắt đầu bốc lên và di chuyển về phía động cơ. Sau 1 giây, chúng sẽ xộc tới lối vào cửa hút không khí và bị hút vào động cơ. Nhiệt độ không khí tại lối vào trong động cơ sẽ tăng lên đến 15 ° C sau 3.5 giây. Tốc độ tăng nhiệt độ cao như vậy ở đầu vào của động cơ là một vấn đề còn nghiêm trọng hơn so với mức tối đa tăng nhiệt độ của không khí đi vào.

Các đặc tính dòng chảy khí thải trong các điều kiện {245} không có gió đối với sơ đồ có hai động cơ nâng riêng biệt, nằm ở vị trí cách xa nhau một khoảng nào đó, khác với cơ chế được mô tả trước đây khi có mặt đài phun hướng lên giữa các động cơ do sự tương tác của hai dòng xả phản lực.

Một phần khí thải lan truyền trên bề mặt đất theo các hướng xuyên tâm tương tự sơ đồ một ống xả và không bị hút vào cửa hút không khí. Một phần khí thải khác di chuyển hướng tâm và lên cao dưới dạng một đài phun trong không gian giữa các động cơ. Từ đây khí gaz đã có nhiệt độ tương đối cao, bởi vì chúng không đi xa khỏi các miệng xả và hòa trộn với không khí xung quanh không nhiều, dễ dàng rơi vào cửa hút không khí của động cơ, tức là xảy ra hiện tượng hút khí gaz nóng từ trường phân bố gần. Ở những khoảng cách nhỏ từ miệng ống xả đến mặt đất, đóng vai trò chính là hiệu ứng hút từ trường phân bố gần. Ở những khoảng cách lớn, vai trò của nó gần như biến mất và ảnh hưởng cơ bản đến sự đốt nóng sơ bộ bắt đầu sẽ là hiệu ứng hút khí gaz từ trường phân bố xa. Hiện tượng này sẽ diễn ra nếu như giữa các động cơ không có các yếu tố kết cấu nào cả. Sự hiện diện của các yếu tố kết cấu máy bay sẽ làm thay đổi mô hình dòng chảy khí thải, tuy nhiên chúng có xu hướng bốc lên và lây lan xung quanh khung máy bay. Kết quả là, nhiệt độ không khí tăng lên ở các cửa hút không khí bên sườn của các động cơ nâng-hành trình, cũng như trong các cửa hút không khí bố trí ở phần phía trên của các động cơ nâng của máy bay.

Ảnh hưởng của gió đến sơ đồ nhiều động cơ trên thực tế cũng gần như với sơ đồ một động cơ, còn cơ chế xâm nhập khí nóng vào cửa hút không khí cũng tương tự như mô tả trước đây.

Việc hút khí nóng vào cửa hút không khí của động cơ xảy ra trên một mức độ lớn hơn tại các trường hợp sơ đồ đa miệng xả, tuy nhiên điều này phần lớn phụ thuộc vào sơ đồ bố trí vòi phun. Ví dụ, nếu tất cả các vòi xả được bố trí rất gần nhau, chúng sẽ hoạt động như một vòi xả duy nhất, nhiệt độ trong cửa hút không khí sẽ tăng với độ lớn gần tương tự như ở sơ đồ một miệng xả đơn. Ngoài ra, bức tranh hiện tượng hút khí thải vào cửa hút không khí của thiết bị động lực của máy bay VTOL phần lớn xác định nhờ các yếu tố: sơ đồ kết cấu máy bay (hình dạng và vị trí của cánh, đường kính thân, chiều cao của sát-xi); số lượng, chủng loại và bố cục sắp xếp các động cơ trên máy bay; vị trí các cửa hút không khí của động cơ. {246}

(http://scilib-avia.narod.ru/Pavlenko1/images/247.gif)
Рис. 3.45. Характер течения выходных струй у СВВП с двумя подъемными и одним подъемно-маршевым двигателями:
1, 2 — подъемные двигатели; 3 — подъемно-маршевый двигатель; 4 — пристеночные струн; 5 — фонтанный поток; 6 — внешний поток; 7 — вход в воздухозаборники

Hình 3.45. Tính chất chảy của dòng khí xả ở máy bay VTOL hai động cơ nâng và một động cơ nâng-hành trình:
1,2- các động cơ nâng; 3- động cơ nâng-hành trình; 4- các dòng cận bề mặt; 5- luồng đài phun; 6- luồng khí bên ngoài; 7- lối vào cửa hút không khí

Bố cục của máy bay VTOL có hai động cơ nâng (1 và 2) và một động cơ nâng-hành trình (3) có các đặc điểm riêng xét từ điểm nhìn hiện tượng xâm nhập khí thải tại lối vào động cơ (hình 3.45). Trong vùng lân cận khung máy bay VTOL có hai động cơ nâng và một động cơ nâng-hành trình sẽ hình thành các dòng cận thân (cận bề mặt đất) xuyên tâm 4, sự tương tác giữa chúng dẫn đến xuất hiện một sóng dâng (đài phun) 5. Sóng dâng này, chảy từ bên dưới thân máy bay, đi gần đến các đầu vào các cửa hút không khí 7. Hiện tượng hút khí gaz nóng từ sóng dâng này phụ thuộc vào chế độ hoạt động của động cơ và luồng không khí bên ngoài 6. Sự đốt nóng đáng kể nhất không khí vào động cơ sẽ quan sát thấy trong các cửa hút không khí của các động cơ nâng-hành trình ở các chế độ làm việc, tương ứng với 45-100% lượng tiêu thụ không khí qua động cơ. Sự gia tăng nhiệt độ trong dải phạm vi các chế độ này là 55 ° C. Đến 45% lượng tiêu thụ tăng nhiệt độ một cách tuyến tính từ 5-55 ° C. Trong các động cơ nâng ta quan sát thấy sự tăng nhiệt độ thấp hơn đáng kể từ 5-15 ° C.

Ảnh hưởng rất quan trọng đến sự xâm nhập của khí nóng vào các cửa hút không khí, như trình bày ở trên, là dòng không khí bên ngoài chảy đến. Chẳng hạn, luồng không khí trực diện bên ngoài (hình 3.45) sẽ làm tách dòng xả cận bề mặt, đẩy ngoặt nó theo hướng ngược lại và tạo khả năng để nó xâm nhập tới lối vào của cửa hút không khí.
...........

(tiếp)

Để xác định ảnh hưởng dòng không khí ngoài tràn tới lên hiện tượng khí xả phản xạ lọt vào động cơ qua đầu vào cửa hút không khí, người ta đã tiến hành các nghiên cứu thực nghiệm tác động tương hỗ của các dòng khí xả từ động cơ nâng với dòng khí bên ngoài thổi qua.

(http://scilib-avia.narod.ru/Pavlenko1/images/248.gif)
Рис. 3.46. Схема установки для проведения экспериментальных исследований попадания выхлопных газов на вход в двигатели

Hình 3.46. Sơ đồ thiết bị để tiến hành các nghiên cứu thực hiện hiện tượng khí xả xâm nhập lối vào động cơ

Sơ đồ nguyên tắc thiết bị tiến hành thực nghiệm khảo sát được trình bày trên hình 3.46. Nghiên cứu được thực hành ngoài trời có nhiệt độ 10...40°С tại ba giá trị áp suất trước các ống xả: 113; 147 и 214 кPа. Cao độ Н của vị trí mô hình trên bề mặt sân CHC có sự biến đổi và là 1,35; 2,33 и 3. Trên mỗi cao độ lần lượt thiết lập 7 giá trị các góc γ quay dòng khí xả động cơ nâng 0, ±10, ±20 и ±30°. Tại mỗi chế độ, vận tốc dòng khí tràn tới Vн.п sẽ được biến đổi: 0, 20, 36 m/giây. Tại một trong các chế độ khi рс* = 214 кPа và ba giá trị γ: 0, –10, –20° ảnh hưởng của dòng khí xô tới được khảo sát chi tiết hơn với các vận tốc Vн.п: 0; 20; 27; 31 và 36 m/giây. Tại lối vào cửa hút khí người ta thiết lập áp suất khí quyển và độ loãng không khí. Đánh giá tính chất chuyển động của dòng xả và sự tương hỗ tác động của chúng với dòng ngoài được thực hiện bằng cách thị giác hóa đường đi dòng xả bằng khói màu và vị trí sợi chỉ, cũng như nhờ chụp biểu đồ vector vận tốc, các phép đo áp suất tĩnh học và áp suất toàn phần trong dòng chảy và phân bố áp suất tĩnh học trên bề mặt sân CHC.

Phân tích ảnh hiện hình dòng chảy và số đo các tham số ở các chế độ khác nhau cho phép xác định điểm tách dòng chảy khí xả động cơ khỏi bề mặt sân CHC khi nó gặp dòng ngoài và phụ thuộc tạo độ điểm tách dòng vào áp suất khí gaz trước vòi xả, các góc nghiêng thoát ra của dòng khí xả các động cơ nâng, tốc độ dòng không khí thổi tới và độ cao của vị trí mô hình máy bay VTOL trên bề mặt sân CHC.

(http://scilib-avia.narod.ru/Pavlenko1/images/250.gif)
Рис. 3.47. Зависимость относительной дальности lотр места отрыва потока от угла γ истечения выходных струй и давления рс* на входе в сопло при скорости набегающего потока 20 м/с

Hình 3.47. Sự phụ thuộc của cự ly tương đối lотр của địa điểm tách dòng vào góc xuất phát γ của các dòng xả và áp suất рс* tại lối vào vòi phun khi vận tốc dòng không khí tràn tới là 20m/giây

Tọa độ điểm tách được coi là tọa độ điểm dời tối đa của dòng xả chảy ra từ ống xả hướng tới dòng ngoài tại điểm gặp và bắt đầu quá trình nâng. Khi bắt đầu đọc số trục động cơ trước ở tư thế thẳng đứng.

Các thí nghiệm vô số đã cho phép tìm ra mối liên hệ phụ thuộc giữa vị trí điểm tách lотр và hiện tượng thải quá (xâm nhập) khí gaz xả từ các động cơ nâng vào cửa hút khí động cơ nâng-hành trình. Đã xác định được lкр.отр, nghĩa là giá trị tối thiểu của cự ly tương đối của hiện tượng tách mà ở đó bắt đầu có hiện tượng thải quá. Điểm này nằm phía trước mặt phẳng mặt cắt cửa hút không khí.

(http://scilib-avia.narod.ru/Pavlenko1/images/251.gif)
Рис. 3.48. Зависимость относительной дальности места отрыва потока от угла истечения выходных струй и давления на входе в сопло при скорости набегающего потока 30 м/с

Hình 3.48. Sự phụ thuộc của cự ly tương đối của địa điểm tách dòng vào góc xuất phát của các dòng xả và áp suất tại lối vào vòi phun khi vận tốc dòng không khí tràn tới là 30m/giây

Trên các hình 3.47 và 3.48 dẫn ra sự phụ thuộc của cự ly tương đối tách dòng lотр vào các góc xuất dòng xả γ, áp suất trước miệng ống xả рс*. Trên hình 3.47 những quan hệ phụ thuộc này được dẫn ra đối với vận tốc dòng ngoài thổi tới 20 м/giây, còn trên hình 3.48 — đối với vận tốc 36 м/giây. Từ các số liệu hình 3.47 và 3.48 ta thấy rằng tính chất của các đường cong và kết quả về số lượng ít phụ thuộc cao độ vị trí máy bay VTOL trên sân CHC trong dải giá trị Н = 1,35...3. Ảnh hưởng thực sự đến tọa độ điểm tách dòng là góc xuất ra của dòng xả và áp suất tại lối vào vòi phun của động cơ, cũng như vận tốc thổi tới của dòng không khí bên ngoài. Chẳng hạn, ở các góc xuất của dòng chảy –10...+30° và áp suất tại lối vào miệng phun 150...218 кPа khi vận tốc dòng ngoài 20 м/giây có sự thải quá các dòng khí xả vào cửa hút khí động cơ nâng-hành trình. Tại vận tốc dòng ngoài 30 м/giây khi góc xuất ra 0...–30° trong toàn bộ dải áp suất ở lối vào miệng phun ta không quan sát thấy sự thải quá thừa và chỉ ở các góc xuất dương (0...+30°) nó mới xuất hiện. Điều đó có nghĩa rằng với sự tăng vận tốc dòng ngoài sự tách dòng xả được bắt đầu ở các khoảng cách ít nguy hiểm hơn và dòng khí xả sẽ bị uốn cong xuống phía dưới thấp hơn cửa hút khí.
.........

(tiếp)

Trên hình 3.49 đưa ra sự phụ thuộc của cao độ tối đa đỉnh dòng khí xả ngoặt của động cơ vào góc xuất của dòng xả đối với tốc độ dòng không khí ngoài 20 và 36 м/giây khi áp lực tại lối vào miệng phun 214 кPа và độ cao tương đối của vị trí máy bay VTOL trên sân CHC là 1,35. Với sự thay đổi các góc xuất từ các giá trị dương đến các giá trị âm, cao độ đỉnh giảm xuống đáng kể, nó cũng giảm xuống khi tăng vận tốc dòng không khí ngoài. Khi tốc độ luồng không khí ngoài 20 м/giây, cao độ tương đối đỉnh là 5,2 đối với góc xuất dòng xả +20° và 2,7 đối với góc –20°, còn đối với tốc độ 36 м/giây — tương ứng là 3,8 và 1,5.

(http://scilib-avia.narod.ru/Pavlenko1/images/253.gif)
Рис. 3.49. Зависимость относительной максимальной высоты hср max гребня повернутой выходной струи от угла истечения струй для скоростей внешнего потока 20 и 36 м/с

Hình 3.49. Sự phụ thuộc của cao độ tương đối tối đa hср max của đỉnh dòng xả bị bẻ ngoặt vào góc xuất phát của dòng khí xả đối với vận tốc dòng không khí bên ngoài là 20 và 36 м/giây

Trên hình 3.50 trình bày biểu đồ vector vận tốc luồng không khí trong dải l từ –3 đến +8. Các biểu đồ vector được chụp trong mặt phẳng thẳng đứng đối xứng của mô hình máy bay VTOL tại các cao độ phía trên bề mặt sân CHC từ 5 (hк = 0,083) đến 48 мм (hк = 0,8). Từ biểu đồ vector thấy rằng ở vận tốc luồng không khí ngoài 36 м/giây, điểm tách nằm ở khoảng cách 4,7...4,8 đường kĩnh ống xả. Kết quả này khẳng định rất tốt các số liệu thu được nhờ sự trợ giúp của các phương pháp khác nhau nhằm hiển thị hóa các luồng không khí.

(http://scilib-avia.narod.ru/Pavlenko1/images/254.gif)
Рис. 3.50. Векторные диаграммы скоростей потока на равных расстояниях от сопел и разных высотах над поверхностью площадки (hк = hк/Dс, hк — высота замера над поверхностью площадки)

Hình 3.50. Biểu đồ vector vận tốc dòng tại các cự ly cách miệng xả khác nhau và các cao độ khác nhau phía trên bề mặt sân (hк = hк/Dс, hк — độ cao lần đo trên bề mặt sân)

Sự phụ thuộc của các áp suất tĩnh vào cự ly tương đối l đối với các độ cao khác nhau của các phép đo phía trên sân CHC được dẫn ra trên hình 3.51. Có thể chia ra 3 khu vực: vùng thứ nhất trong khoảng l = –2,5...1, tại đó áp suất tĩnh lớn hơn áp suất khí quyển; vùng thứ hai trong khoảng l = 1...4, tại đó áp suất tĩnh nhỏ hơn áp suất khí quyển, và vùng thứ ba trong khoảng l = 4...7,5, tại đó áp suất gần hoặc cao hơn một chút áp suất khí quyển. Vị trí điểm tách dòng không khí nằm ở điểm chuyển từ vùng thứ hai sang vùng thứ ba.

(http://scilib-avia.narod.ru/Pavlenko1/images/255.gif)
Рис. 3.51. Зависимость относительного статического давления от относительного расстояния для разных высот замеров над площадкой

Hình 3.51. Sự phụ thuộc của áp suất tĩnh tương đối vào cự ly tương đối đối với các cao độ khác nhau của các lần đo phía trên sân.

Nhằm mục đích phát hiện ảnh hưởng sự làm việc của động cơ nâng-hành trình đến tác động tương hỗ của dòng khí xả động cơ nâng với luồng không khí bên ngoài thổi tới, đã tiến hành các thực nghiệm có bơm hút không khí ra qua cửa hút gió động cơ nâng-hành trình. Ấp suất khí loãng trong khu vực họng cửa hút không khí được thiết lập với giá trị 4,9 кPа. Theo kết quả thực nghiệm đã phát hiện ra rằng sự tồn tại khí loãng trong bộ hút không khí không có ảnh hưởng đáng kể lên tính chất tương hỗ của các luồng không khí. Khi các động cơ nâng làm việc ở chế độ gaz nhỏ và thiếu dòng ngoài, ta sẽ quan sát thấy ứ thừa khí gaz tại lối vào bộ hút không khí.

Hiện tượng lọt khí xả nóng tới lối vào động cơ có thể giảm bớt nếu áp dụng một số biện pháp chung cuộc như sau:
1) ngăn ngừa khí xả xâm nhập cửa hút khí động cơ nhờ các chướng ngại vật lý;
2) làm lệch các dòng khí xả khỏi hướng thẳng đứng.

Trong trường hợp thứ nhất có thể sử dụng phương pháp «tấm chắn khí động học», đó là qua một loạt các lỗ thủng bố trí dọc theo chu vi lối vào cửa hút khí, không khí được thổi từ ngoại vi vào trung tâm, không khí đó được lấy ra sau máy nén của động cơ. Thử nghiệm thiết bị từ hai động cơ nâng chỉ ra rằng việc thổi một lượng không khí rất nhỏ về phía trước (vuông góc với trục dọc máy bay) theo chu vi cửa hút khí của một trong hai động cơ sẽ làm giảm tổn thất trung bình lực đẩy từ 8 còn 1% và sự quá nhiệt trung bình từ 25 còn 5°С.

Các giá trị đỉnh cục bộ của nhiệt độ trong cửa hút khí giảm thấy rõ — từ 50 xuống 10...7°С. Đồng thời tiêu thụ không khí thổi (ít hơn 1%) chỉ gây ra tổn thất rất nhỏ cho lực đẩy động cơ.

Còn một biện pháp khả thi sử dụng «tấm chắn cơ khí» dưới dạng cánh chớp làm bằng vật liệu dạng tấm, tạo thành một ba-ri-e đối với khí xả nóng. Tấm chắn đó được bố trí {256} dưới thân máy bay, nó được thả ra trước khi cất cánh và hạ cánh, được thu lại trong khi bay.

Tại các thử nghiệm có sự thay đổi hướng dòng xả, đã xác định được rằng khi dòng xả lệch về phía sau 10...20°, sẽ không xảy ra hiện tượng lọt khí gaz vào cửa hút khí kể cả khi bố cục không tốt. Việc lệch dòng xả khi cất cánh có thể dẫn tới quỹ đạo bay, lệch ban đầu một góc gần bằng góc lệch của dòng xả.

Ngoài ra, nhằm mục đích giảm khí thải lọt tới lối vào động cơ, người ta khuyến nghị không nên để động cơ của máy bay VTOL làm việc ở chế độ ga nhỏ. Điều đó có nghĩa là việc khởi động và chạy đà động cơ cần tiến hành với các miệng xả nghiêng về phía sau cho đến chừng nào máy bay chưa bắt đầu chuyển động về phía trước («lăn bánh»), sau đó miệng phun quay xuống dưới và bằng cách đó mà thực hiện cất cánh. Kết quả là máy bay ở trong môi trường khí xả nóng một thời gian tối thiểu.
.........

(tiếp)

http://www.youtube.com/watch?v=w4j43y1EAyU
Nhìn từ buồng lái/ Cường kích AV-8B "Harrier"/Cất cánh và hạ cánh thẳng đứng.

Để giảm hiện tượng khí gaz nóng bị hút vào cửa hút khí thì sóng dâng của đài phun chảy dưới thân máy bay cần phải hướng về các hướng bên sườn thân máy bay. Đồng thời các dòng chảy lệch hướng này phải có năng lượng đủ lớn để xua khí gaz nóng tản xa khỏi các cửa hút khí ở các cự ly đáng kể. Tác dụng làm lệch khí xả nóng như vậy của các luồng khí đi lên là khả thi, nếu lắp đặt các tấm mộc đặc biệt (các tấm chắn). Về mặt thực nghiệm, đã xác định được rằng việc lắp các tấm chắn như thế là phương cách hiệu quả để giảm nhiệt độ trong các cửa hút không khí của máy bay VTOL sơ đồ như trên. Mức tăng nhiệt độ trong cửa hút khí không có các tấm chắn bảo vệ tại cao độ vị trí cửa hút khí H/Dэ = 2. ..6 là 15...25°С. Cùng với việc tăng cự ly H/Dэ hơn 6, mức tăng nhiệt tại lối vào cửa hút khí không ngừng giảm xuống và tại H/Dэ = 10 sẽ nhỏ hơn 5°С. Việc lắp các tấm chớp trên thân máy bay có chiều dài tương đối l/Dэ = 5,4 và chiều rộng tương đối в/Dэ = 0,55 ở các độ cao vị trí cửa hút không khí H/Dэ từ 2 đến 6 sẽ tạo giá trị 2...3°С. Độ rộng các tấm chớp в/Dэ = 0,55 là đủ để đảm bảo luồng khí nằm ngoài phạm vi cửa hút khí. Trong đó góc lệch của sóng dâng dòng khí gaz xấp xỉ góc mặt phân chia các dòng khí. Việc lắp đặt các vị trí này không làm thay đổi cấu trúc luồng khí xung quanh cửa hút không khí {257}. Việc tách dòng sẽ xảy ra từ bên sườn, và sóng sẽ di chuyển về phía máy bay theo gió thổi. Trong trường hợp này một lượng lớn các dòng khí xả sẽ bị bẻ ngoặt so với luồng khí thổi trực diện và hiện tượng lọt khí xả vào cửa hút không khí sẽ tăng lên. Trong trường hợp như thế các tấm mộc phản xạ sẽ có hiệu quả thấp.

Giá trị gia số tối đa của nhiệt độ và vận tốc dòng khí thổi trực diện, mà với nó sẽ không xảy ra hiện tượng lọt khí gaz nóng tới lối vào cửa hút khí, sẽ giảm xuống khi tăng khoảng cách vị trí của các cửa hút không khí phía trên (đến) bề mặt sân đậu.

Nghiên cứu các thực nghiệm đã có về hiện tượng lọt khí xả nóng vào cửa hút khí của máy bay VTOL ở các chế độ cất cánh, hạ cánh và bay treo gần bề mặt đường băng cho phép xác định các hướng đi như sau để làm giảm hiện tượng lọt khí xả này.

Thiết kế bố cục động cơ và các thiết bị xả của chúng một cách hợp lý sao cho khi các dòng khí xả chảy xuống đường băng sẽ tạo thành dòng đài phun nằm ngang. Các tấm mộc chắn phản xạ cần bố trí ở phần dưới thân máy bay tại nơi va chạm của luồng đài phun, để làm lệch nó về phía hai bên sườn. Cần phải điều khiển các tấm chớp đó để làm lệch dòng đài phun khi thay đổi các chế độ làm việc của động cơ, các góc chúi (nghiêng) dọc của máy bay; các cửa hút không khí bố trí sao cho cao hơn càng nhiều càng tốt so với mặt đường băng; sử dụng các cửa hút không khí bổ sung khi cất cánh và hạ cánh tại các bề mặt nằm phía trên của máy bay và cột áp cao tốc nằm phía trước dòng cận thân của các động cơ nâng.

Một trong các hướng đi nhằm hạ thấp hiện tượng lọt khí gaz nóng vào cửa hút khí là thay đổi hướng chảy các dòng khí xả trong khi vực cận thân nhờ các thiết bị làm lệch đặc biệt bố trí tại các sân CHC.

HẾT CHƯƠNG 3

........

(tiếp)

Chương 4

QUÁ TRÌNH HẠ CÁNH CỦA MÁY BAY HẢI QUÂN TRÊN SÀN ĐÁP HẠM TÀU

Các máy bay hải quân trên hạm có thể thực hiện hạ cánh trên boong tàu khi sử dụng cơ cấu (móc cáp) hãm, hoặc hạ cánh thẳng đứng. Biến thể của phương án sau có thể là hạ cánh với độ lắc nhỏ (xả đà).

4.1. Hạ cánh bằng móc cáp hãm

Sau khi cất cánh từ boong tàu và thực hiện xong nhiệm vụ, máy bay quay về TSB và tiến hành hạ cánh, sử dụng các phương tiện hạ cánh khác nhau. Sơ đồ hạ cánh theo vòng lượn trái luôn được áp dụng, nó cho phép trong trường hợp hạ cánh không thành công (móc trượt cáp hãm) hay vào hàng tuyến hạ cánh sai, khi có lệnh thoát ly vào vòng lượn thứ hai («tháo cuộn len»), ngoặt khỏi đường trục sàn đáp TSB và tạo khả năng khởi động trên máy phóng và hạ cánh dùng cáp hãm. Hạ cánh trên TSB sử dụng cáp hãm — đó là một trong các quá trình cơ động đòi hỏi chính xác cao nhất của hàng không trên hạm. Nhiệm vụ khó khăn này nằm ở việc phải làm sao hạ cánh được chiếc máy bay trong phạm vi cự ly 30 м, nghĩa là trong các giới hạn cự ly từ sợi cáp đầu tiên đến sợi cáp cuối cùng của máy hãm trong các phạm vi quy định (cho phép) của vận tốc theo phương thẳng đứng và theo phương nằm ngang, bắt nguồn từ độ bền của kết cấu máy bay và độ bền của cơ cấu hãm, trong các điều kiện thời tiết khác nhau khi có các luồng lốc xoáy trên boong tàu và khi máy bay tiếp cận tàu, tàu có dao động lắc mạn, lắc sống và dao động trồi sụt thẳng đứng.

Việc hạ cánh máy bay hải quân trên hạm được thực hiện có sự trợ giúp của các hệ thống quang học và (hoặc) hệ thống hạ cánh tự động.

Khi máy bay hoàn thành vòng ngoặt cuối của hành trình vào tuyến hạ cánh, phi công sẽ tiến vào tuyến đáp (glissade) quang học do hệ thống hạ cánh quang học tạo ra. Trên hình {259} 4.1 cho thấy sự áp dụng thực tế hệ thống quang học cho các loại máy bay khác nhau, cũng như các loại đèn chỉ thị thị giác khác nhau, được thiết kế phục vụ phi công. Nếu máy bay hạ thấp độ cao bám theo tuyến đáp với góc dốc quy định của quỹ đạo, thì người phi công sẽ thấy ánh đèn đỏ của hệ thống quang học nằm trong cùng một hàng với các đèn hiệu của đường chân trời màu xanh lá cây.

(http://scilib-avia.narod.ru/Pavlenko1/images/260.gif)
Рис. 4.1. Оптическая система посадки корабельных самолетов на палубу корабля

Hình 4.1. Hệ thống hạ cánh quang học trên hạm tàu của máy bay hải quân

Nếu máy bay bay cao hơn hay thấp hơn glissade, phi công sẽ nhìn thấy đèn màu đỏ của hệ thống quang học tương ứng cao hơn hoặc thấp hơn đường chân trời màu xanh lục. Khối thấp nhất trong 5 khối — có các thấu kính màu đỏ, nó đảm bảo cho phi công được chỉ thị rõ ràng độ lệch nguy hiểm khỏi glissade về phía dưới, chỉ thị đó đòi hỏi ngay lập tức phải có sự điều chỉnh thích hợp. Tuyến đáp (glissade) quy định (góc А) được xác lập bằng cách xoay khối có thấu kính trong mặt phẳng thẳng đứng. Điểm tiếp xúc của móc hãm máy bay trên boong (mà tiếp theo, chiều cao thông qua của móc phía trên mép mặt boong) {260} là không đổi đối với tất cả các máy bay, đạt được bằng cách thay đổi góc nghiêng của khối có thấu kính trong mặt phẳng nằm ngang (góc В) để bù sai các khoảng cách hình học khác nhau giữa phi công và móc hãm đối với các máy bay khác nhau. Thiết bị ổn định trong hệ thống quang học sẽ đảm bảo tính bất biến của glissade quy định đối với đường chân trời tự nhiên nhờ sự bù sai dao động của sàn đáp TSB về cả nghiêng ngang (carène; kren-gen; крен) và nghiêng dọc (tangage; тангаж).

Khi vào hạ cánh trên boong TSB người ta áp dụng phương pháp thuật lái theo glissade không đổi (góc tấn cố định). Tư thế cần điều khiển, chọn sẵn trong quá trình hạ độ cao vào hàng tuyến đáp (glissade), được giữ nguyên cho đến khi tiếp xúc sàn đáp, khi mà có thể đòi hỏi mở hết gaz, để đảm bảo lực đẩy cần thiết thoát sang vòng lượn thứ hai. Khả năng hoàn thành một cách tin cậy kiểu hạ cánh chính xác này của phi công được nâng cao nhờ việc lắp đặt tại tất cả các máy bay phản lực trên hạm hệ thống điều chỉnh lực đẩy khi vào tuyến hạ cánh, thường được gọi là avtomat lực đẩy. Avtomat lực đẩy, sẽ tự động điều chỉnh tốc độ đối không trong các giới hạn quy định (±3,7 км/giờ khi không khí yên tĩnh lặng gió), tạo khả năng cho phi công tập trung sự chú ý lớn hơn vào việc duy trì tuyến đáp (glissade), cũng như vào việc lấy tuyến định hướng (створ) của sàn đáp chéo góc TSB. Các tín hiệu đầu vào máy tính của avtomat lực đẩy, là góc tấn, quá tải tiêu chuẩn, góc lệch của bộ ổn định đuôi đứng hoặc của bánh lái độ cao.

Ban đêm và trong các điều kiện bay theo thiết bị dẫn đường để hoàn thành một cách an toàn và hiệu quả các thủ tục hạ cánh thì cần phải dự kiến các phương tiện bổ sung đảm bảo cho công tác hạ cánh. Hiện nay các TSB được trang bị các hệ thống dẫn đường hạ cánh tự động. Hệ thống tự động có 3 chế độ hoạt động cơ. Chế độ 1 đảm bảo quá trình vào hạ cánh hoàn toàn tự động trong một chu trình kín từ khi vào tia (bắt sóng) đài radar dẫn đường của hệ thống cho đến khi tiếp xúc (sàn đáp). Vào hạ cánh trong chế độ 2 gồm điều khiển máy bay theo đèn chỉ thị trong buồng lái, tại đó phản ánh độ lệch trên phương đứng và theo hướng so với quỹ đạo vào tuyến đáp, do hệ thống hạ cánh tự động đưa ra. Chế độ 3 là chế độ điều khiển bằng tay: phi công thực hiện vào hạ cánh theo các chỉ dẫn được truyền qua radio từ đài chỉ huy hạ cánh trên TSB.

Hệ thống hạ cánh tự động thực chất gồm đài radar tìm kiếm theo dõi, máy tính, đường truyền số liệu trên máy bay và trên mặt đất, như trình bày tại hình 4.2. Các tín hiệu sau sẽ nạp vào máy tính của hệ thống tự động hạ cánh: vị trí của máy bay (cao độ, cự ly và hướng) và chuyển động của TSB (các yếu tố về nghiêng dọc, nghiêng ngang, trượt và dao động lắc theo phương thẳng đứng để đảm bảo tuyến đáp ổn định). Máy tính sẽ truyền lệnh để máy bay cơ động theo các yếu tố nghiêng ngang, chúi dọc phụ thuộc các độ lệch thẳng đứng và lệch cạnh sườn so với tuyến đáp quy định qua đường truyền số liệu của hệ thống xử lý và truyền dẫn thông tin tình huống chiến thuật cơ hữu trên hạm, hệ thống NTDS. Các tính hiệu chỉ huy trên được tiếp nhận bởi bộ phận trên máy bay của đường truyền dữ liệu, mà sẽ gửi chúng tới hệ thống tự động điều khiển trên máy bay, tiến hành những sự thay đổi cần thiết về độ nghiêng ngang, độ chúi dọc nhằm đưa máy bay vào tuyến đáp (glissade) và hướng đáp đúng. Sự tích hợp hệ thống hạ cánh với hệ thống NTDS là cần thiết, bởi vì đường truyền số liệu này được sử dụng (trong chế độ phân chia thời gian) và để dẫn đường tự động tới mục tiêu và ném bom trong quá trình một chuyến bay tác chiến của máy bay. Nằm trong thành phần hệ thống tự động hạ cánh còn có thiết bị duy trì tốc độ bay không đổi một cách tương đối trong thời gian thực hiện quá trình cơ động khi vào hạ cánh.

(http://scilib-avia.narod.ru/Pavlenko1/images/262.gif)
Рис. 4.2. Автоматическая система посадки корабельных самолетов на палубу корабля

Hình 4.2. Hệ thống hạ cánh tự động của máy bay hải quân trên sàn đáp của hạm tàu

Việc hạ cánh bằng cơ cấu cáp hãm (hình 4.3) được hoàn thành với các tổ hợp khác nhau của lực hãm của cơ cấu hãm và gia tốc dọc mang dấu ấm của máy bay tại các tổ hợp bất lợi của trọng lượng và tải trọng chiến đấu. Các chế độ này được gọi là hạ cánh đối xứng cũng như bất đối xứng. Độ lệch cho phép giới hạn khi hạ cánh bất đối xứng bằng máy hãm là 20% bề rộng máy hãm, tương ứng là 6–6,7 м phụ thuộc kiểu máy hãm. Mục đích của hạ cánh bất đối xứng, ngoài việc xác định sự phù hợp về kết cấu, là xác định ảnh hưởng của nó tới đặc tính ổn định hông và ổn định hành trình của máy bay khi chạy xả đà trong thời gian bị hãm. Các dao động hông và dao động hành trình có thể đưa tới việc vũ khí trên giá treo hoặc công-xơn cánh va quệt vào sàn đáp gây hư hỏng kết cấu. Các chế độ bất đối xứng giới hạn nhận được ban đầu bằng cách tăng độ dịch chuyển so với trục máy hãm các gia số khoảng 1,5 м so với độ dịch chuyển ban đầu 3 м tại các tải trọng không đổi của máy hãm và gia tốc dọc mang dấu ấm, khi mà chưa đạt tới 20% chiều rộng, còn sau đó là tăng tốc độ bắt cáp máy hãm của móc hãm máy bay trước khi giá trị của vận tốc này đạt tới mức giới hạn về độ bền kết cấu máy bay.

(http://scilib-avia.narod.ru/Pavlenko1/images/264.gif)
Рис. 4.3. Захват корабельным самолетом троса аэрофинишера при аэрофинишерной посадке

Hình 4.3. Máy bay hải quân bắt cáp của máy hãm đà khi hạ cánh bằng cơ cấu cáp hãm

Ngoài hạ cánh đối xứng và không đối xứng bằng {263} máy hãm ta còn gặp các tư thế hạ cánh khác nhau của máy bay - về độ chúi dọc, nghiêng ngang và hướng - và các tốc độ khác nhau trong hạ độ cao, với chúng máy bay có thể thực hiện được trong suốt quá trình hạ cánh trên tàu sân bay. Có thể có các kiểu hạ cánh sau đây: hạ cánh có độ nghiêng ngang và trượt; hạ cánh ở tốc độ hạ độ cao lớn với góc chúi dọc trung bình (hạ thấp phần đuôi và hạ thấp phần mũi); bắt cáp thiết bị hãm trong không khí (bắt cáp máy hãm trước khi bánh máy bay chạm vào boong tàu).
.........

(tiếp)

Các thống kê độ lệch về vận tốc hạ độ cao, góc nghiêng ngang và tốc độ bắt cáp hãm là kết quả của việc phân tích một số lượng lớn các lần hạ cánh trên tàu sân bay {264} của các loại máy bay khác nhau trong các điều kiện vận hành thực tế.

http://www.youtube.com/watch?v=DoC1botLDYI
Mig-29K trên boong tàu sân bay

Do khó khăn trong việc giữ chính xác góc nghiêng ngang (yêu cầu độ lệch bánh lái của phi công điều khiển trước khi tiếp đất) và tốc độ hạ độ cao (phi công phải giữ được tốc độ đối không quy định và kiểm soát tuyến đáp (glissade), hình thành bởi hệ thống quang học) đồng thời các cuộc hạ cánh được thực hiện ở góc nghiêng ngang điển hình từ 3 đến 5 ° với tốc độ hạ độ cao trung bình. Điều kiện tốc độ hạ độ cao tối đa với góc nghiêng ngang (roll) tối thiểu là 5 ° là có thể được. Trong các điều kiện hạ cánh thực trên tàu sân bay có thể kết hợp các góc nghiêng ngang khác nhau với các vận tốc giảm độ cao khi ở góc trượt lên đến 5 °. Có hai kiểu hạ cánh với các tổ hợp khác nhau của góc nghiêng ngang và góc trượt - nghiêng ngang trong cùng một hướng với trượt, nghĩa là hạ cánh trong thời điểm sửa hướng theo trục của sàn đáp trên boong tàu, và nghiêng ngang theo chiều ngược lại với chiều trượt, tức là hạ cánh trong điều kiện có gió thổi tạt sườn.

Hạ cánh với vận tốc giảm độ cao lớn thực hiện với ba tư thế không gian khác nhau sau đây của máy bay liên quan đến phương dọc: góc chúi dọc trung bình - góc chúi tương ứng với cân bằng của máy bay theo quỹ đạo bay và tốc độ bay, được dự kiến sẽ diễn ra trong thời gian hạ cánh trên tàu sân bay; góc chúi dọc dương - góc chúi trung bình cộng 6 ° với dự trữ đủ về (chống) sập (không quá 0,9 сy max); góc chúi dọc âm - góc chúi trung bình trừ đi 6 °.

Đặc điểm bất lợi khi hạ cánh bằng máy hãm là kiểu bắt cáp máy hãm trong không khí, sinh ra khi phi công cố thực hiện việc thoát ly muộn màng sang vòng lượn thứ hai hoặc sửa chữa một sai lầm nào đấy bằng cách tăng góc chúi dọc dương ở ngay sàn đáp, trong đó tạo thành góc chúi dọc lớn ở tốc độ hạ độ cao nhỏ và xảy ra việc bắt cáp máy hãm đà trước khi máy bay tiếp đất như chỉ ra trên hình 2.15. Tùy thuộc dạng hình học của sát-xi và móc hãm và trọng tâm máy bay mà lực hãm sinh ra có thể đặt thấp hơn trọng tâm, tạo ra mô-men bổ nhào tương đối lớn. Tốc độ hạ mũi máy bay phát triển tới thời điểm càng trước chạm sàn đáp, có thể dẫn đến tốc độ lớn theo phương thẳng đứng ở thời điểm tiếp đất và dẫn đến tạo tải trọng lớn đè lên sát-xi, tương đương với tải trọng được thử nghiệm trong các chế độ hạ cánh {265} có tốc độ hạ độ cao lớn và góc chúi dọc âm.

http://www.youtube.com/watch?v=Jr9FtDi7GWU
Hạ cánh và trượt móc cáp

Vào vòng hạ cánh và hạ cánh trên tàu sân bay phụ thuộc sự phù hợp của hệ thống phi công — tàu lượn — động cơ đòi hỏi chất lượng thuật lái và các đặc tính bay. Các phẩm chất này được thể hiện ở các phương án điều khiển khác nhau: điều khiển có tự động điều chỉnh lực đẩy như khi điều khiển bằng tay, chỉ có việc điều khiển lực đẩy thực hiện qua avtomat lực đẩy; điều khiển bằng hệ thống tự động hạ cánh trên TSB — hoàn toàn điều khiển tự động bằng tất cả các hệ thống điều khiển chuyến bay, gồm cả avtomat lực đẩy.

Ngoài ra, cần xem xét khả năng máy bay thoát ly sang vòng lượn thứ hai trong trường hợp vào hạ cánh không thành công hoặc móc trượt cáp hãm. Ảnh hưởng đến sự điều khiển bằng tay của phi công toàn bộ các hệ thống điều khiển bay (gồm cả điều chỉnh lực đẩy) trong quá trình duy trì máy bay vào tuyến định hướng sàn đáp và vào tuyến đáp là các đặc tính bay khác nhau và các đặc tính về tính dễ điều khiển của máy bay. Việc đánh giá máy bay ở chế độ hạ cánh tại các thử nghiệm lịch sử được tiến hành một cách có chất lượng bởi các phi công thử nghiệm, lại cho các kết quả đầy mâu thuẫn. Vì vậy trong những năm gần đây để xác định chính xác hơn các đặc tính định lượng của máy bay tại các tốc độ bay vào hạ cánh cho phép nhỏ nhất với động cơ đang làm việc, người ta đã hoàn thiện các tiêu chuẩn đã được áp dụng trong các thử nghiệm. Mặc dù có những vấn đề mà tiêu chuẩn không bao quát hết và có thể còn thay đổi, dù không đáng kể, tùy vào kết cấu cụ thể của máy bay, chúng sẽ xác định tóc độ đối không vào hạ cánh, xuất phát từ một số đặc tính quan trọng. Tóm lại có thể trình bày chúng như sau:

http://www.youtube.com/watch?v=rOOIERdUsEo

а) các đặc tính về khả năng tăng tốc của động cơ (2,5 giây) từ chế độ lực đẩy phù hợp với việc vào hạ cánh bình thường, đến chế độ tối đa có gia tốc dọc cần thiết (5,5 км/giờ/giây). Tiêu chí này đảm bảo một phần các đặc tính tương ứng thoát ly vào vòng lượn thứ hai theo yêu cầu;
b) đủ trường quan sát cho phi công từ phía trên mũi máy bay về sân đáp và các phương tiện hạ cánh thị giác ở một khoảng cách xác định trước khi tiếp đất. Trong các điều kiện này cần phải hoặc đảm bảo dung sai phù hợp giữa máy bay và sàn đáp khi tiếp đất, hoặc lắp đặt một thiết bị hấp thụ năng lượng để ngăn ngừa sự hư hại kết cấu máy bay; {266}
c) tốc độ vào hạ cánh không nhỏ hơn 110% tốc độ sập, để đảm bảo cho phi công độ dự trữ về mặt an toàn trong trường hợp nảy sinh nhu cầu giảm tốc độ bay, tạo cơ sở cho việc cơ động vào tuyến đáp (glissade);
d) khả năng chuyển tiếp vào tuyến đáp, vượt quá 15 м tuyến đáp ban đầu, từ chế độ đã xác lập trong một khoảng thời gian xác định (~5 giây) khi sử dụng chỉ 50% quá tải được phân bổ và không thay đổi chế độ lực đẩy được xác lập ban đầu. Tiêu chuẩn này đảm bảo khả năng cơ động vào tuyến đáp chỉ nhờ sự trợ giúp của cơ cấu điều khiển theo phương dọc.

Còn một yếu tố quan trọng để đánh giá đặc tính vào hạ cánh của máy bay là đặc tính về khả năng điều khiển theo phương dọc và phương ngang. Tính hiệu quả, chống rung và các đặc tính cơ học của điều khiển theo phương dọc và ngang cần phải sao cho người phi công có thể thực hiện các thay đổi chính xác về độ chúi dọc, nghiêng ngang để sửa chữa một cách thích hợp các lỗi về hướng và tuyến đáp.

Tính ổn định của máy bay về vận tốc — lực đẩy hay là tính ổn định trên quỹ đạo bay cũng là yếu tố quan trọng để đánh giá đặc tính vào hạ cánh của máy bay. Tính ổn định trên quỹ đạo bay liên quan trực tiếp đến đường cong lực đẩy yêu cầu, là sự thay đổi góc nghiêng quỹ đạo bay phụ thuộc tốc độ trên không. Trong đó tốc độ trên không chỉ được thay đổi qua điều khiển theo phương dọc (tư thế không đổi của cần điều khiển). Nên để sao cho máy bay có được khả năng cơ động tại chế độ không đổi của lực đẩy khi có những thay đổi nhỏ về góc tấn và để lực đẩy cần thiết giảm xuống khi tăng góc tấn và tăng khi góc tấn giảm. Phẩm chất này của máy bay cho phi công khả năng mang vào những chỉnh sửa cần thiết để nhận được tuyến đáp (glissade) yêu cầu nhờ sự trợ giúp của điều khiển theo phương dọc, chỉnh sửa góc tấn đến trị số cần để vào hạ cánh và sau đó vi chỉnh lực đẩy bằng sự thay đổi tư thế sai ban đầu của cần điều khiển.

Nếu các đặc tính khác của máy bay đòi hỏi tốc độ đối không vào hạ cánh nằm trong vùng mà sự giảm tốc độ đối không sẽ dẫn đến tăng lực đẩy yêu cầu, thì cần sao cho sự tăng lên đó, có cơ sở bởi sự tăng lực cản chính diện, sẽ là không lớn. Nhìn từ quan điểm tính ổn định của máy bay {267} trên quỹ đạo bay, cần sao cho khi có các dao động (giảm) của tốc độ đối không trong các giới hạn 9 км/giờ thì việc tăng sức cản chính diện không dẫn đến tăng gradient sự phụ thuộc góc nghiêng quỹ đạo vào tốc độ đối không lớn hơn 0,027°/км/giờ. Ngoài ra, nên để tốc độ đối không vào hạ cánh nằm trong vùng có những thay đổi nhỏ của góc nghiêng quỹ đạo bay khi tốc độ đối không thay đổi trong một dải lớn.

http://www.youtube.com/watch?v=jCwKqxToi9Y

Như trên đã nói, avtomat lực đẩy sẽ giảm nhẹ cho phi công nhiệm vụ lái máy bay theo tốc độ đối không - góc tấn trong thời gian vào hạ cánh. Cần để các tín hiệu thay đổi đầu vào về góc tấn (α), gia tốc tiêu chuẩn (ny) và góc lệch bánh lái độ cao (δв), đi vào thiết bị tính toán của avtomat lực đẩy, được đưa ra trong sự phù hợp tối đa với hệ thống cụ thể phi công — tàu lượn — động cơ. Thiết bị tính toán của avtomat lực đẩy sẽ truyền lệnh về sự thay đổi lực đẩy ΔР phụ thuộc vào các hệ số tăng К và thời gian cố định τ của các tính hiệu đầu vào khác nhau.

Tín hiệu báo sai về góc tấn có ba thành phần riêng biệt.
Thành phần thứ nhất sẽ thay đổi lực đẩy với tốc độ tỷ lệ với sai số góc tấn, để bù lại bất kỳ sự thay đổi nào của góc nghiêng quỹ đạo bay. Thành phần thứ hai sẽ thay đổi lực đẩy trực tiếp tỷ lệ với sai số về góc tấn để giữ bất biến tốc độ đối không khi có thay đổi sức cản chính diện do thay đổi góc tấn. Thành phần thứ ba cũng tỷ lệ trực tiếp với sai số về góc tấn, sẽ thay đổi chế độ lực đẩy để hiệu chỉnh sai số về tốc độ đối không. Thành phần gia tốc tiêu chuẩn sẽ bù cân bằng độ lệch do chế độ bay đã thiết lập (tăng quá tải). Thành phần góc lệch bánh lái độ cao sẽ đảm bảo những thay đổi lực đẩy, tỷ lệ với độ lệch tay cần điều khiển bởi phi công trong phương diện chiều dọc, để bù cân bằng độ trễ khí động học giữa tín hiệu điều khiển của phi công và sự thay đổi góc tấn.
.......

(tiếp)

Các hệ số khuếch đại sơ bộ và các bất biến thời gian trong các phương trình của avtomat lực đẩy nhận được qua mô hình hóa trên MTĐT trước khi thử nghiệm trên bờ. Các đặc tính của avtomat lực đẩy được đánh giá từ quan điểm khả năng của nó giữ được góc tấn và tốc độ đối không yêu cầu trong quá trình cơ động trên tuyến đáp và cơ động theo hướng. Theo lệ thường, sẽ đòi hỏi phiên bản sau cùng của phương trình ban đầu của avtomat lực đẩy để nhận được {268} các đặc tính thỏa mãn. Nếu trong thời gian tiến hành các thử nghiệm trên bờ mà thu được các đặc tính thỏa mãn của avtomat lực đẩy, thì sẽ tiến hành thử nghiệm trong các điều kiện tàu sân bay, nhằm mục đích xác đinh ảnh hưởng của dòng chảy rối (dòng xoáy) phía sau tàu sân bay đến đặc tính của avtomat lực đẩy khi có những sai lệch dù nhỏ hay lớn về tuyến đáp và về hướng.

(http://novozemelecmsk.ru/wp-content/uploads/2014/10/image007.jpg)
Cất cánh từ cầu bật tàu sân bay đề án 11435 "Đô đốc Hạm đội Liên bang Soviet N.G.Kuznetsov" 25 năm trước, ngày 1.11.1989

Các hệ số khuếch đại và các bất biến thời gian khác nhau, được tạo ra bằng phương tiện điện khí, sẽ thay đổi khi cần để thu nhận được các đặc tính thỏa mãn. Chắc chắn tham số quan trọng nhất của avtomat lực đẩy là thành phần tính toán độ lệch bánh lái độ cao, vì chính nó sẽ loại trừ thời gian trễ của sự thay đổi góc tấn khi làm lệch bánh lái độ cao.

Đã xác định rằng nhờ việc đưa vào các hằng số thời gian tương đối nhỏ (đặc trưng tần số cao) ta có thể đảm bảo các đặc tính tốt nhất của avtomat lực đẩy (autothrottle) và hằng số thời gian này nên nhỏ hơn khi tăng góc chúi dọc hơn là khi giảm nó. Tính chất này cung cấp cho phi công khả năng để điều chỉnh có hiệu quả vị trí của máy bay khi gặp phải các sai lệch so với tuyến đáp về phía dưới bằng cách tăng nhanh lực đẩy tại thời điểm ghì cần lái vào mình và làm chậm sự giảm lực đẩy khi phi công buông tay lái để dừng sự thay đổi góc chúi (nghiêng) dọc. Việc ngăn ngừa giảm lực đẩy quá mức sẽ giúp hệ thống phi công - máy bay - autothrottle xử lý thành công việc sửa các sai lệch đáng kể so với tuyến đáp (glissade) trong thời gian bay qua các túi khí loãng tạo ra bởi các xoáy không khí ngay sau tàu sân bay. Kết quả cuối cùng là điều khiển theo chiều dọc sẽ thay đổi lực đẩy một cách hiệu quả khi thực hiện điều chỉnh quỹ đạo đòi hỏi tăng góc tấn, và sẽ thay đổi lực đẩy không hiệu quả khi thực hiện điều chỉnh quỹ đạo đòi hỏi phải giảm góc tấn, dẫn đến không phải độ lệch cần lái so với thân mình, mà là độ giảm góc tấn sẽ trở thành thông số cơ bản, điều tiết việc giảm lực đẩy.

(http://novozemelecmsk.ru/wp-content/uploads/2014/10/image003.jpg)
Phi công–thử nghiệm ОKB mang tên Sukhoi, AHLX V.G.Pugatchev, người đầu tiên hạ cánh Su-27K bằng cáp hãm trên sàn đáp TSB Đô đốc Kuznetsov hồi 13 giờ 46 phút ngày 1.11.1989

Xoáy khí sau tàu sân bay thông thường đòi hỏi hệ số khuếch đại tương đối thấp và hằng số thời gian lớn trong kênh góc tấn. Khi máy bay đi qua vùng xoáy, sẽ xảy ra những thay đổi không mong muốn và bất quy tắc về góc tấn, gây ra sự cần thiết phải dich chuyển quá thường xuyên tay lái. Do đó, các hệ số khuếch đại và các hằng số thời gian trong kênh góc tấn là một sự thỏa hiệp giữa {269} các tham số mong muốn là hệ số khuếch đại cao - hằng số thời gian nhỏ để lái theo tuyến đáp trong bầu không khí yên bình và hệ số khuếch đại (hằng số thời gian) phải cần có để đảm bảo sự dịch chuyển thích hợp của cần lái máy bay.

Các thông số về góc tấn và gia tốc tiêu chuẩn có ảnh hưởng ngược đến các tín hiệu đầu ra của thiết bị tính toán của autothrottle và chính chúng, đảm bảo chống rung cho bất kỳ chuyển động dao động nào, có thể phát sinh trong quá trình vận động trên tuyến đáp. Ví dụ, trong thời gian hiệu chỉnh có hạ thấp mũi (trả tay lái xa thân mình), việc giảm góc tấn gây giảm lực đẩy, và việc giảm gia tốc tiêu chuẩn làm tăng lực đẩy.

(http://novozemelecmsk.ru/wp-content/uploads/2014/10/image017.jpg)
Su-27К cất cánh từ cầu bật «Nitka» trên đất liền

Như đã đề cập ở trên, hệ thống hạ cánh tự động trên tàu sân bay khi hoạt động trong một chu trình khép kín, sẽ đảm bảo quá trình vào hạ cánh hoàn toàn tự động từ thời điểm bắt vào chùm tia của đài radar đến khi tiếp đất thông qua việc điều khiển máy bay theo góc chúi dọc và nghiêng ngang phụ thuộc vào độ lệch khỏi tuyến đáp và hướng trong cả hai mặt phẳng thẳng đứng và nằm ngang. Thay đổi góc chúi dọc và góc nghiêng ngang thực hiện bằng hệ thống điều khiển tự động, còn việc kiểm soát tốc độ đối không trong khi cơ động - bằng autothrottle. Do đó cần có các đặc tính tần số riêng đủ thỏa đáng của máy bay khi có sự hiện diện hệ thống điều khiển tự động để đạt được đặc tính tần số đạt yêu cầu khi hoạt động trong chu trình kín có triển khai thực hiện phương trình điều khiển của hệ thống hạ cánh tự động. Các tần số riêng của dao động theo chiều dọc và ngang của máy bay và các hệ số tắt dần dao động (chống rung) trong chu trình mở được xác định bằng cách đo phản ứng của máy bay với các lệnh bậc thang về góc chúi dọc và nghiêng ngang và các lệnh hình sin ở các tần số khác nhau. Hệ số tắt dần "cần thiết" đại diện cho sự thỏa hiệp giữa các đặc tính tần số tồi theo phương thẳng đứng trên tuyến đáp, chúng cung cấp cho hệ thống bậc thang tắt dần quá cao, và các đặc tính tần số tồi theo phương đứng trên tuyến đáp, chúng cung cấp cho hệ thống bậc thang tắt dần yếu. Những đặc tính này của chu trình khép kín được xác định ở máy bay được điều khiển bởi hệ thống hạ cánh tự động, theo cách thức tương tự như các đặc tính trong chu trình mở.
.........

(tiếp)

Sau khi thu được các đặc tính tần số đạt yêu cầu {270} trong vòng lặp khép kín sẽ thực hiện các cuộc hạ cánh trên căn cứ bờ ven biển để đánh giá tính chấp nhận được của điều kiện lái theo tuyến đáp và điều kiện tiếp đất của máy bay (ví dụ, vị trí không gian và tốc độ thay đổi của các thông số) trong các giới hạn của khu vực được phép tiếp đất trên boong. Có một khu vực nhất định phân tán các đặc tính trong chu trình của máy bay - hệ thống hạ cánh tự động khi hạ độ cao tuân theo tuyến đáp và phân bố phân tán các điểm tiếp đất trong các điều kiện vận hành khác nhau trên tàu sân bay từ sàn boong cố định và vận tốc trung bình của dòng khí trên boong 45-65 km / h đến sự dao động lắc khá lớn của sàn boong và tốc độ của dòng không khí trên 74 km / h.

(http://novozemelecmsk.ru/wp-content/uploads/2014/10/image005.jpg)
Phi công thử nghiệm ОKB mang tên Mikoyan Т.Abubakirov, người lần đầu tiên cất hạ cánh Mig-29K trên TSB "Đô đốc Kuznetsov" ngày 1 tháng 11 năm 1989, sau chiếc Su-27K của V.Pugachev.

Các kết quả đánh giá cho thấy sự chảy rối rất mạnh, đi kèm với dao động lắc của sàn boong, và dòng không khí thổi mạnh có thể dẫn đến đặc tính điều khiển kém trong chu trình máy bay - hệ thống hạ cánh tự động.

Bất kể kiểu điều khiển máy bay (nghĩa là bằng tay, hay qua cơ cấu autothrottle hoặc qua hệ thống tiếp cận hạ cánh tự động) được sử dụng trong quá trình tiếp cận hạ cánh, thường phải thực hiện động tác cơ động thoát sang vòng lượn thứ hai trong trường hợp khẩn cấp của quá trình tiếp cận hạ cánh, phát sinh khi máy bay đang đến gần tàu sân bay với vị trí không thuận lợi về không gian, tốc độ bay, và (hoặc) vận tốc hạ độ cao. Tính nghiêm trọng phụ thuộc vào tổn thất độ cao, thời gian đã sử dụng và khả năng điều khiển máy bay trong quá trình cơ động thoát ly do vị trí không thuận lợi. Để giảm thiểu việc điều khiển bằng tay thì khí tài lái lý tưởng sẽ gần như đưa động cơ sang chế độ lực đẩy tối đa và duy trì góc chúi không đổi cho đến khi bay bằng. Tuy nhiên, vì không đủ các đặc tính thỏa mãn của máy bay cho đến tận ngày nay nên người ta loại trừ việc áp dụng phương pháp này.

Thường thì các cuộc thoát ly sang vòng lượn thứ hai được thực hiện tại các tốc độ đối không khác nhau (yêu cầu tốc độ đối không vào hạ cánh ± 18,5 km / h) và tốc độ giảm độ cao (tốc độ hạ độ cao trung bình ± 3 m / s) thông qua việc sử dụng máy lái, giả thiết sẽ đưa động cơ tới chế độ tối đa, duy trì không đổi góc tấn đã có khi vào tiếp cận hạ cánh, và để xác định các tổn thất độ cao và thời gian thích hợp cần thiết để đưa máy sang bay bằng. Nếu cần phải cải thiện đặc tính thoát sang vòng lượn thứ hai, {271} ta có thể áp dụng máy lái ít được mong muốn hơn, cho thấy sự gia tăng góc tấn của máy bay khi thoát ly so với giá trị đã có khi tiếp cận hạ cánh. Máy lái này còn nhược điểm, vì nó dẫn đến việc bắt không chủ ý cáp hãm của máy hãm ngay khi còn đang trên không (trước khi chạm vào sàn đáp) và yêu cầu phi công cơ động ở các góc tấn gần với góc tấn, tại đó xuất hiện khó khăn trong việc thực hiện điều khiển máy bay.

Các kết quả thử nghiệm thu được trên các loại máy bay khác nhau đã chỉ ra rằng các đặc tính thoát ly sang vòng lượn thứ hai sẽ thỏa mãn trong trường hợp, nếu các tiêu chuẩn sau đây được thỏa mãn, chúng thu được trong quá trình thực hiện thoát ly sang vòng lượn thứ hai khi vào hạ cánh ở góc tấn yêu cầu: tổn thất chiều cao không quá 6 m; thời gian chuyển sang tư thế bay bằng không quá 2,5 giây khi gia tốc dọc 5,55 km / h / s tại nhiệt độ không khí 32 ° C; sự thay đổi kiểm soát được của góc chúi dọc máy bay không quá + 5 °.

Còn một tính năng quan trọng của việc hạ cánh các máy bay hải quân trên hạm là hành vi của máy bay khi không bắt được cáp máy hãm. Mặc dù khí tài lái khi hạ cánh bình thường đòi hỏi phải chuyển vào chế độ lực đẩy tối đa khi tiếp đất, thao tác cơ động khi không bắt được cáp hãm là cực kỳ quan trọng trong điều kiện môi trường xung quanh khắc nghiệt (lưu lượng không khí thấp phía trên boong và nhiệt độ không khí cao) và các chế độ của máy bay (trọng tâm phía trước và tốc độ đối không thấp hơn tốc độ tối ưu khi vào tiếp cận hạ cánh), gây ra các đặc tính bay và khí động học không đủ đạt yêu cầu để ngăn chặn việc máy bay hạ thấp nguy hiểm ra ngoài mép boong chéo góc. Khoảng cách tối đa cho phép, mà trong đó sẽ xảy ra việc hạ thấp đó, phụ thuộc vào các kích thước của máy bay (dung sai giữa tàu và máy bay là tối quan trọng), nhưng không được vượt quá 3 mét.
..........

(tiếp)

4.2. Hạ cánh thẳng đứng

Các Bộ Tư lệnh Hải quân, chủ yếu là Hoa Kỳ và Vương quốc Anh, đang ra sức gia tăng sức mạnh chiến đấu cho các hạm đội, họ giành mối quan tâm lớn cho sự phát triển máy bay trên tàu sân bay, đặc biệt là cải tiến hoàn thiện các máy bay cất hạ cánh thẳng đứng hay cất cánh chạy đà và hạ cánh xả đà ngắn kiểu "Harrier", tạo ra các phương tiện mới đảm bảo bay cho chúng. {272}

Như đang được nhấn mạnh trên báo chí nước ngoài, trong biên chế Hải quân Mỹ thì máy bay "Harrier" đóng căn cứ trên các tàu đổ bộ tấn công vạn năng loại "Tarawa" và các tàu đổ bộ chở trực thăng lớp "Iwo Jima", còn trong thành phần Hải quân Anh - chúng đóng căn cứ trên các tàu sân bay chống tàu ngầm loại "Invincible". Mặc dù các phi công của loại máy bay này được coi là khá nhiều kinh nghiệm, tuy nhiên, theo báo chí nước ngoài, không hiếm những trường hợp tai nạn xảy ra trong khi bay, đặc biệt là ở giai đoạn hạ cánh trên sàn đáp tàu sân bay vào ban đêm.

Các chuyên gia hàng không hải quân Hoa Kỳ nhận xét rằng, vấn đề an toàn bay trên các máy bay loại "Harrier" được đảm bảo không chỉ bởi sự đào tạo chuyên môn ở mức độ cao cho các phi công, mà ở một mức độ đáng kể được đảm bảo bởi tính hoàn thiện của hệ thống chiếu sáng phục vụ hạ cánh trực quan trang bị trên tàu. Vì vậy, vấn đề phát triển hệ thống đó có một ý nghĩa đặc biệt. Trên báo chí nước ngoài, người ta lưu ý rằng hệ thống kỹ thuật chiếu sáng, có sẵn tại các tàu đổ bộ, không đảm bảo sự an toàn cho các chuyến bay đêm của loại máy bay "Harrier". Cũng cần lưu ý rằng, các hệ thống kỹ thuật chiếu sáng phục vụ hạ cánh được thiết lập trên các tàu sân bay với sự giúp đỡ của chùm ánh sáng, sẽ tạo hình tuyến đáp liệng, không đáp ứng được các yêu cầu an toàn bay của các máy bay. Điều này được giải thích bởi các lý do sau đây.

Thứ nhất, các phi công rất khó để giữ cho máy bay cất hạ cánh thẳng đứng hoặc cất hạ cánh ngắn theo đúng tuyến đáp liệng trong thời điểm chuyển tiếp từ điều khiển máy bay theo thiết bị dẫn đường sang điều khiển theo thị giác, đặc biệt là khi hãm máy bay ở cự ly cách tàu khoảng 1500 m.

Thứ hai, trên phân đoạn đáp liệng (cách tàu 13-15 km) máy bay bay ở chế độ chuyển tiếp với các vòi phun của động cơ ở tư thế quay xuống dưới. Đồng thời hầu hết trọng lượng của máy bay được nâng đỡ bởi lực đẩy của động cơ, chứ không phải là lực nâng của cánh, và thậm chí chỉ một chút thay đổi tốc độ (vòng quay) rotor của động cơ cũng dẫn đến sai lệch quỹ đạo bay so với đường lượn mong muốn. Phi công phải làm việc tích cực qua tay cần điều khiển để giữ máy bay trong chùm tia hẹp của tuyến đáp liệng (đường lượn), đó là một nhiệm vụ khó khăn.

(http://scilib-avia.narod.ru/Pavlenko1/images/275_1.gif)
Рис. 4.4. Оптическая система посадки самолетов вертикального взлета и посадки на палубу корабля

Hình 4.4. Hệ thống quang học hạ cánh của các máy bay CHC thẳng đứng trên boong tàu

Thứ ba, ở cự ly cách tàu sân bay khoảng 2 km động cơ phun quay lệch 40-80 ° xuống dưới kèm theo thao tác lấy độ cao, và hệ quả là việc máy bay trượt ra khỏi đường lượn. Việc giảm số vòng quay rotor, như vẫn thường được thực hiện trên các máy bay thông thường, làm cho nó {273} lao xuống quá giới hạn dưới của chùm tia tuyến đáp liệng. Để tiến ra tuyến đáp lần nữa, cần tăng đáng kể vòng quay rotor của động cơ. Do đó, cố gắng của phi công giữ máy bay trên tuyến đáp liệng là nguyên nhân của các thay đổi không mong muốn góc tấn.

Người ta cũng tin rằng hệ thống chiếu sáng boong tàu sân bay không đảm bảo cung cấp một phương pháp an toàn để bay treo và hạ cánh trong điều kiện đêm tối. Như báo chí phương Tây đã nêu, đến trước năm 1980 các phương tiện chính cho hạ cánh ban đêm trên tàu là: hệ thống định vị TACAN, radar hạ cánh, các thấu kính Fresnel, các đèn chiếu trong biên chế của tàu và các phương tiện chiếu sáng boong tàu. Các chuyến bay đêm trên máy bay "Harrier" được thực hiện chỉ trong các điều kiện khí tượng đơn giản khi có đủ nhiên liệu trong thùng chứa và có sân bay ven biển dự phòng.

Các chuyên gia Anh đã đề xuất để thử nghiệm trên tàu sân bay chống tàu ngầm "Hermes" một hệ thống mới chiếu sáng cho hạ cánh ban đêm, sau đó nó đã được lắp đặt trên các tàu tấn công đổ bộ Mỹ lớp "Tarawa" để đánh giá thêm. Theo số liệu báo chí nước ngoài, nó bao gồm bốn yếu tố: bộ chỉ thị đường tiếp cận vào hạ cánh theo phương đường chân trời HAP1, bộ chỉ thị nhấp nháy đường tiếp cận vào hạ cánh PCOLS, bộ chỉ thị tư thế vị trí của máy bay trong chế độ bay treo HP1, bộ các đèn chiếu sodium. Hệ thống này tạo điều kiện dễ dàng cho các phi công lái máy bay ở các giai đoạn khác nhau của quá trình tiếp cận hạ cánh vào ban đêm và ban ngày trong các điều kiện khí tượng đơn giản cũng như phức tạp.

Đèn chỉ thị hai màu đường vào tiếp cận hạ cánh trên tuyến đáp (glissade) (HAP1) chỉ cho phi công thấy vị trí của máy bay so với tuyến đáp liệng tối ưu. Nó bao gồm hai đèn công suất lớn nằm về phía mạn trái tàu ở cách nhau 91,5 m, mỗi đèn trong số đó được giữ ổn định trước dao động lắc và phân chia theo chiều cao bởi các thấu kính Fresnel thành hai phần bằng nhau (đỏ - dưới và trắng - trên). Nếu phi công đi vào vùng hoạt động của các đèn chỉ thị mà thấp hơn tuyến đáp xác định trước, anh ta sẽ nhìn thấy đèn màu đỏ ở phía trên đèn màu đỏ, nếu anh ta lên cao hơn tuyến đáp, sẽ thấy đèn màu trắng phía trên đèn màu trắng. Khi bay chính xác trên tuyến đáp, góc của nó là 2,1 °, phi công sẽ nhìn thấy đèn màu đỏ ở phía trên đèn màu trắng (Hình. 4.4). Trong điều kiện thời tiết trong sáng các đèn HAP1 sẽ nhìn thấy được ở khoảng cách 15 km và đảm bảo sự định hướng bổ sung thêm cho việc tiếp cận hướng hạ cánh. {274}
........

(tiếp)

Bộ đèn tín hiệu nhấp nháy chỉ thị tiếp cận vào hạ cánh (PCOLS, hình. 4.5), ngoài các đèn thông thường màu đỏ và trắng (như HAP1) còn có các đèn nhấp nháy màu đỏ màu trắng bổ sung (tương ứng với các ranh giới trên và dưới của tuyến đáp liệng quy định với góc khoảng 2,8 °).

Nếu các đèn bố trí trên phần phía sau của cấu trúc thượng tầng được ổn định chống lắc, chúng có thể được nhìn thấy trong vòng cách tàu 5 km. Nếu máy bay tiến vào tuyến đáp từ phía dưới, phi công sẽ nhìn thấy đèn nhấp nháy màu đỏ, tiến vào cao hơn tuyến đáp - sẽ nhìn thấy đèn nhấp nháy màu trắng, nếu ở đúng trên tuyến đáp, phi công sẽ quan sát thấy đèn màu đỏ hoặc màu trắng vĩnh cửu, có nghĩa là anh ta nói chung đang tiếp cận đường đáp tốt, nhưng có phần thấp hơn một chút hay cao hơn một chút so với trục tối ưu của tuyến đáp liệng.

(http://scilib-avia.narod.ru/Pavlenko1/images/275_2.gif)
Рис. 4.5. Проблесковый индикатор захода на посадку корабельным СВВП

Hình 4.5. Đèn tín hiệu chỉ thị tiếp cận hạ cánh của máy bay hải quân CHC thẳng đứng trên hạm

Bộ chỉ thị vị trí máy bay trong chế độ bay treo (HP1) được cài đặt ở phần phía sau của cấu trúc thượng tầng, và phi công có thể nhìn thấy nó từ cự ly khoảng 500 m trước khi hạ cánh tại điểm quy định trên sàn đáp. Bộ hiển thị này được giữ ổn định và giúp phi công xác định vào ban đêm tốc độ dịch chuyển tương đối của máy bay trong không gian ba chiều. Nó bao gồm tám đèn, bốn trong số đó xếp thẳng đứng chồng lên nhau (hai đèn trên màu trắng và hai đèn dưới màu vàng). Khoảng cách giữa chúng là 46 cm. Dãy đèn đứng giao nhau với dãy đèn ngang, gồm ba đèn màu xanh lá cây, cách nhau 75 cm. Đèn số 8 (định hướng) màu đỏ nhô ra khỏi dãy đèn đứng về phía đuôi tàu nằm trên một thanh dầm đặc biệt hướng góc 230 ° so với mặt phẳng xuyên tâm của tàu. Nhóm đèn này được sắp xếp trong ba mặt phẳng sẽ giúp các phi công vào ban đêm định hướng tốt hơn trong không gian ở giai đoạn hạ cánh cuối cùng và xác định chiều cao tối ưu. Người ta tin rằng sự hiểu biết về tốc độ di chuyển tương đối của các đèn với nhau khi hạ thấp, lên cao hoặc tiến gần đến chúng, sẽ làm dễ dàng hơn nhiều việc điều khiển máy bay từ thời điểm bay treo và trước khi kết thúc hạ cánh trên boong tàu.

Bộ đèn chiếu Sodium là một phần không thể tách rời của toàn bộ hệ thống chiếu sáng, và theo ý kiến các chuyên gia phương Tây, làm tăng đáng kể hiệu quả của nó. Chúng bố trí trên boong thượng để chiếu sáng nơi hạ cánh, đảo thượng tầng của tàu và phần phía sau bằng ánh sáng đều như nhau, mà không làm chói mắt phi công và giảm thiểu tối đa số lượng bóng tối. Những chiếc đèn chiếu này không gây tác động tiêu cực đến các yếu tố khác của hệ thống chiếu sáng hạ cánh trực quan và cho phi công khả năng nhận thức ba chiều về con tàu từ cự ly 900 m, mà trong đó rất có thể phi công sẽ mất định hướng không gian. Người ta tin rằng việc xác định đúng đắn các kích thước và phối cảnh của con tàu trong các giai đoạn quan trọng của chuyến bay (các chế độ hãm và treo) là chìa khóa để hạ cánh an toàn trong các điều kiện ban đêm.
........

(tiếp)

Theo tài liệu Mỹ, quá trình hạ cánh {276} của máy bay "Harrier" trong điều kiện ban đêm diễn ra như sau.

Việc tiếp cận lấy hướng hạ cánh được thực hiện theo hệ thống dẫn đường TACAN và mệnh lệnh của điều phối viên đài radar hạ cánh. Ở cự ly khoảng 15 km khi tầm nhìn tốt phi công sẽ tuân theo đèn báo mà hình NAP1 và đi vào tuyến đáp liệng ở độ cao khoảng 550 mét, cố gắng lái máy bay sao cho luôn luôn nhìn thấy đèn hiệu màu đỏ ở trên đèn hiệu màu trắng. Tốc độ bay được duy trì trong giới hạn 400 ... 450 km / h.

Nếu phi công lái máy bay chính xác trên tuyến đáp, thì ở cự ly cách tàu khoảng 5 km sẽ thấy đèn tín hiệu PCOLS màu đỏ nhấp nháy. Ở cự ly 4 km, anh ta sẽ chuyển quan sát từ màn hình NAP1 sang PCOLS và khi góc chúi dọc là 8 ° anh ta sẽ bắt đầu hãm máy bay bằng cách quay các vòi xả động cơ 40 ... 80 ° xuống phía dưới. Máy bay sẽ lấy cao độ đột ngột và chuyển vào một tuyến đáp liệng khác, được hình thành bởi các đèn tín hiệu PCOLS. Tốc độ được dần dần giảm xuống mức 150 ... 200 km / h. Phi công cố gắng giữ cho máy bay bay đúng trên tuyến đáp sao cho nhìn thấy đèn hiệu màu đỏ hoặc màu trắng phát sáng liên tục, trong khi tránh hiện tượng "rơi hẫng" máy bay và bị chệch khỏi tuyến đáp liệng tối ưu. Khi đường bay trở nên ổn định, động cơ phải được chuyển sang chế độ hoạt động khác sao cho tốc độ hạ độ cao khoảng 2 m / s.

(http://scilib-avia.narod.ru/Pavlenko1/images/278.gif)
Рис. 4.6. Характер изменения бортовой качки и качки по высоте корабля типа эсминец:
1 — по высоте; 2 — по углу γ

Hình 4.6. Tính chất biến thiên dao động lắc và lắc theo chiều cao của tàu khu trục:
1- theo chiều cao; 2- theo góc gamma

Ở cự ly cách tàu khoảng 500 m, phi công sẽ chuyển quan sát sang đèn hiệu màn hình HP1 và hạ xuống độ cao khoảng 45 m, cho đến khi nào chưa nhìn rõ con tàu được chiếu sáng. Sau đó, được hướng dẫn trực quan nhờ đèn hiệu màn hình HP1, anh ta chuyển máy bay sang chế độ bay treo ổn định và khi góc chúi dọc 7,5 ° sẽ thực hiện hạ cánh.

Theo thông tin báo chí, mặc dù có các công tác đã thực hiện nhằm cải thiện các yếu tố cơ bản của hệ thống chiếu sáng hạ cánh trực quan cho máy bay "Harrier" về ban đêm trên tàu đổ quân "Tarawa", công việc này vẫn chưa thể được coi là đã hoàn thiện, đáp ứng được các yêu cầu về an toàn bay, đặc biệt trong các điều kiện thời tiết bất lợi. Công tác cải tiến nó vẫn đang tiếp tục.

(http://scilib-avia.narod.ru/Pavlenko1/images/279.gif)
Рис. 4.7. Модель дозвукового СВВП с тремя реактивными соплами для исследований характера воздействия выходных струй при наличии качки корабля:
1 — подъемный вентилятор; 2 — подъемно-маршевые вентиляторы

Hình 4.7. Mô hình máy bay VTOL cận âm có 3 vòi xả để nghiên cứu tính chất tác động dòng khí xa khi tàu đang dao động lắc:
1- quạt nâng; 2- các quạt nâng-hành trình

Khi sử dụng các máy bay cất cánh và hạ cánh thẳng đứng từ tàu chiến, đặc biệt các tàu nhỏ kiểu tàu khu trục, có thể phát sinh một loạt vấn đề kỹ thuật nghiêm trọng liên quan đến tính chất phức tạp trong sự chuyển động của boong tàu và tác động của nó đối với sự thay đổi lực nâng {277} của máy bay VTOL, các mô-men kháng và kết quả là ảnh hưởng tới sự ổn định và khả năng kiểm soát máy bay.

Khi treo máy bay gần boong tàu và khi có các di chuyển không gian phức tạp của boong tàu (dịch chuyển theo phương thẳng đứng, lắc đuôi và lắc mạn) thì vị trí hình học của máy bay so với boong sẽ biến đổi, mà điều này gây ra sự thay đổi trong hiệu ứng hút khí trên các bộ phận khác nhau của máy bay, tác động của hiệu ứng đài phun. Để khám phá các đặc điểm tác động của dòng phản lực lên máy bay khi boong dao động lắc, ở Hoa Kỳ người ta đã thực hiện các nghiên cứu thực nghiệm các hiệu ứng này trên mô hình với các tính chất chuyển động khác nhau của boong tàu. Nghiên cứu được tiến hành bằng cách sử dụng các mô hình máy bay với bố cục cận âm và siêu âm. Trong các nghiên cứu, người ta giả lập dao động lắc sống, lắc mạn và dao động thẳng đứng của boong tàu. Các thử nghiệm được thực hiện trong dải biên độ và tần số tương ứng với dao động lắc của loại tàu khu trục ở điều kiện biển động trung bình và có bão (sóng cấp 3 ... 5). Các lực và mô-men tác động lên mô hình máy bay này được đo bằng các cân điện tử khí động học sáu thành phần (Шестикомпонентные аэродинамические весы). Biên độ và tần số dao động của boong được mô hình hóa. Hệ số quy mô biên độ dao động ~ 0,05, còn tần số dao động - tỷ lệ nghịch với hệ số quy mô các kích thước hình học của mô hình và quan hệ của tốc độ dòng chảy đầy đủ quy mô của tốc độ dòng chảy thực ngoại cảnh với tốc độ của mô hình. Ví dụ, một tần số dao động thực ngoại cảnh của boong 1/8 Hz là tiêu biểu cho dao động lắc mạn và đòi hỏi tần số dao động 2.2 Hz trên mô hình.

(http://scilib-avia.narod.ru/Pavlenko1/images/280_1.gif)
Рис. 4.8. Модель сверхзвукового СВВП:
1, 2 — подъемно-маршевые двигатели с поворотными соплами

Hình 4.8. Mô hình máy bay VTOL siêu âm:
1, 2- các động cơ nâng-hành trình có vòi xả quay được

Chuyển động của boong được mô phỏng nhờ luật chuyển động hình sin của sóng biển. Trên hình 4.6 biểu diễn tính chất biến thiên của dao động lắc mạn và dao động lắc theo chiều cao của tàu chiến loại khu trục hạm. Trong khi tiến hành nghiên cứu người ta sử dụng hai mô hình máy bay VTOL cận âm với ba vòi xả phản lực: một vòi khối tích ba chiều, vòi kia phẳng hai chiều, chúng mô phỏng máy bay cất cánh và hạ cánh thẳng đứng có ba quạt gió (hình 4.7). Một quạt nâng số 1 nằm trong phần mũi của máy bay và quạt nâng-hành trình số 2 nằm trên phần phía sau của cánh sát thân máy bay. Người ta cũng nghiên cứu mô hình máy bay siêu âm (hình. 4.08). Mô hình này là một mô hình phẳng theo chu tuyến có phần dưới thân dạng khối tích. Trong mô hình này, hai động cơ nâng-hành trình 1 tới 2 có các vòi xả quay được ở phần đuôi và một quạt nâng - ở phần trung tâm thân máy bay.

(http://scilib-avia.narod.ru/Pavlenko1/images/280_2.gif)
Рис. 4.9. Зависимость изменения подъемной силы СВВП от относительной высоты положения самолета при неподвижной палубе корабля

Hình 4.9. Quan hệ phụ thuộc giữa sự biến thiên lực nâng của máy bay VTOL vào độ cao tương đối của vị trí máy bay khi boong tàu cố định

Khi boong ở tư thế cố định (stationary), quan hệ phụ thuộc giữa sự thay đổi lực nâng (ΔY / P) vào cao độ tương đối của mô hình máy bay ở phía trên bề mặt sân cất-hạ cánh (H / De) được thể hiện trên hình 4.9. Ở đây De - đường kính tương đương của tất cả các vòi xả động cơ, tức là đường kính của một vòi xả, mà diện tích tiết diện đầu ra của nó bằng tổng diện tích các mặt cắt của ba vòi xả. Trên hình vẽ này cho thấy các điểm chỉ ra tính lặp lại tốt của các kết quả. Sự phụ thuộc này là điểm khởi đầu để so sánh với các kết quả thu được khi boong chuyển động. Như ta thấy từ hình 4.9, ở gần boong tại độ cao gần với độ cao của sát-xi, hiệu ứng hút dòng xả chảy lan làm giảm lực nâng khoảng 3% lực đẩy thẳng đứng của thiết bị phát lực. Tùy theo mức độ đạt đến độ cao bằng hai lần đường kính tương đương của vòi xả, tỷ số giữa gia số lực nâng với lực đẩy ban đầu của thiết bị động lực sẽ tăng 1,5% do tác động của đài phun, hình thành do tương tác của các dòng khí xả. Ở xa bề mặt sân đậu đài phun sẽ không hoạt động, và do đó lực nâng chỉ chịu tổn thất nhỏ do hiệu ứng hút dòng khí xả là 0,5. Các lực liên quan hoạt động của đài phun và hiệu ứng hút, có thể đánh giá được bằng cách sử dụng mô hình thử nghiệm của phần dưới bao gồm phần thân máy bay, giới hạn trong ba vòi xả.
.........

(tiếp)

Vì đài phun tác động vào máy bay, tập trung đúng ở khu vực hình thành lực nâng vốn được đo trong khu vực này, nó sẽ mô tả lực tác động của đài phun. Lực tác động của hiệu ứng hút, có thể được tính bằng cách trừ đi lực của đài phun, đo ở phần dưới thân máy bay, trong tổng số lực nâng đo trên toàn bộ mô hình.

(http://scilib-avia.narod.ru/Pavlenko1/images/282.gif)
Рис. 4.10. Зависимость изменения коэффициента момента тангажа от угла а килевого наклона палубы корабля

Hình 4.10. Sự phụ thuộc của biến thiên hệ số mô men chúi dọc vào góc nghiêng theo sống tàu của sàn boong

Dễ dàng thấy rằng sơ đồ ba vòi xả này tạo ra một đài phun vừa phải, làm tăng lực nâng khoảng 5% ở độ cao bằng 1,5 lần đường kính của vòi xả. Giá trị tính toán của lực tác động của hiệu ứng hút ở độ cao này bằng 4%. Kết quả ta có gia số tăng tổng cộng lực nâng là 1%.

Sự thay đổi hệ số mô men chúi dọc của mô hình khối tích cận âm được chỉ ra trên hình 4.10 như là hàm số của góc nghiêng dọc sống của boong tàu. Gần boong mô men bổ nhào sẽ phụ thuộc rất nhiều vào góc nghiêng của sống tàu. Điều này gắn với việc tăng cường tác động của hiệu ứng hút gần hai vòi xả phía sau. Ở độ cao gần với độ cao sát-xi (H / De = 0,8), hiệu ứng hút tăng cường này ở phía đuôi sẽ dẫn đến sự xuất hiện một mô men âm hay mô men chúi dọc bổ nhào.

Tại độ cao tương ứng với lực tối đa của đài phun (H / De = 2), một góc nghiêng boong giá trị âm gây ra sự thay đổi mô men chúi dọc từ dấu dương sang mang dấu âm. Chắc chắn điều đó có nguyên nhân do hiệu ứng hút {281} ở phần mũi và sự dịch chuyển điểm tác động của đài phun về phía sau. Khi H /De lớn hơn 5 độ nhạy với góc nghiêng của boong là không đáng kể.

(http://scilib-avia.narod.ru/Pavlenko1/images/283.gif)
Рис. 4.11. Зависимость изменения подъемной силы (а) и коэффициента момента крена (б) от угла γ бортового наклона палубы корабля

Hình 4.11. Sự phụ thuộc của biến thiên lực nâng (a) và hệ số mô men nghiêng ngang (b) vào góc nghiêng mạn gamma của boong tàu

Như thể hiện trên hình 4.11, gần boong lực nâng cảm ứng và hệ số mô men nghiêng ngang thay đổi đáng kể tùy thuộc vào góc nghiêng ngang của sàn boong. Những tổn thất đáng kể của lực nâng sẽ xảy ra ở những góc nghiêng ngang lớn hơn 2 °. Điều này liên quan đến tổn thất lực nâng của đài phun khi nó dịch chuyển nghiêng, cả với boong, cũng như khi hiệu ứng hút tăng dưới cánh gần với boong. Tổn thất lực nâng kèm theo mô men nghiêng làm mất ổn định có cùng xuất xứ. Cũng như trong trường hợp góc nghiêng dọc, ảnh hưởng của góc nghiêng ngang của boong là nhỏ ở các độ cao lớn hơn năm lần đường kính vòi xả.

Để xác định mức độ tương tự của mô hình cho việc nghiên cứu các hiệu ứng khí động học của cấu hình cận âm, người ta đã thử nghiệm dưới dạng: khối tích đầy đủ 3 mô hình, khối tích nửa đầy đủ 2 mô hình với khối tích đầy đủ phần thân dưới và phần đuôi, và phẳng đơn 1 mô hình chu tuyến có phần đuôi. Các kết quả được đưa ra trên hình 4.12 minh họa cho ảnh hưởng của hình dạng thân máy bay. Mô hình chu tuyến phẳng có giá trị mức tăng lực nâng gần boong tàu cao hơn đáng kể, mặc dù lực nâng tối đa cũng đạt được ở khoảng cùng một cao độ.

(http://scilib-avia.narod.ru/Pavlenko1/images/284.gif)
Рис. 4.12. Зависимость изменения подъемной силы от относительной высоты положения СВВП над палубой корабля при различных формах исследуемых моделей

Hình 4.12. Sự phụ thuộc của biến thiên lực nâng vào độ cao tương đối của vị trí máy bay VTOL phía trên boong tàu với các dạng mô hình khác nhau được khảo sát

Các đặc trưng của mô hình khối tích đầy đủ ba chiều, ghi nhận ở vùng đặt lực đài phun, cho thấy rằng lực nâng của đài phun nhỏ hơn nhiều so với ở mô hình phẳng. Số liệu của mô hình nửa khối tích rất khớp với dữ liệu của mô hình khối tích cho đến độ cao bằng 1,5 lần đường kính vòi xả, thấp hơn cao độ này thì mô hình nửa khối tích có được gia số lực nâng lớn hơn 1,5-2%. Lực nâng cao hơn liên quan đến lực đài phun lớn hơn trên bề mặt phẳng của phần kéo dài của thân máy bay, được sử dụng để mô phỏng phần đuôi. Ảnh hưởng của hình thức phần trên của thân máy bay là rất nhỏ.

Lực đài phun có thể tăng lên một cách hiệu quả bằng cách lắp đặt thiết bị tăng lực nâng tại phần bề mặt dưới thân máy bay như đã làm ở máy bay AV-8B «Harrier». Trong quá trình các thử nghiệm trên đã sử dụng hệ thống ba tấm chắn tăng lực nâng. Kết quả ảnh hưởng của nó đến giá trị lực nâng được chỉ ra trên hình 4.13.
........

(tiếp)

Hệ thống tăng cường lực nâng sẽ cố định dòng đài phun và uốn lệch nó xuống dưới, đồng thời tăng lực nâng đến cao độ H/Dэ = 2. Gần boong tàu, nơi lực nâng có giá trị đặc biệt đối với máy bay VTOL, hệ thống tăng cường lực nâng làm tăng đáng kể lực nâng — hơn 10%. Lực nâng bổ sung này có thể được dùng để tăng tốc máy bay trong vùng ảnh hưởng của sân đậu, mà cũng để đối phó lại các tác động tiêu cực như hiện tượng hút khí xả.

(http://scilib-avia.narod.ru/Pavlenko1/images/285_1.gif)
Рис. 4.13. Изменение подъемной силы при различных углах крена палубы корабля:
1 — с устройством увеличения подъемной силы; 2 — без устройства увеличения подъемной силы

Hình 4.13. Biến thiên lực nâng với các góc nghiêng ngang khác nhau của sàn boong tàu:
1- có thiết bị tăng lực nâng; 2- không có thiết bị tăng lực nâng

(http://scilib-avia.narod.ru/Pavlenko1/images/285_2.gif)
Рис. 4.14. Изменение коэффициента момента крена при различных углах крена палубы корабля:
1 — без устройства увеличения подъемной силы; 2 — с устройством увеличения подъемной силы

Hình 4.14. Biến thiên hệ số mô men nghiêng ngang với các góc nghiêng ngang khác nhau của boong tàu:
1- không có thiết bị tăng lực nâng; 2- có thiết bị tăng lực nâng

Thiết bị để tăng lực nâng hiệu quả khi góc nghiêng ngang của sàn boong lớn được trình bày trên hình 4.14. Tại độ cao lớn hơn độ cao sát-xi một chút, lực nâng cảm ứng sẽ mang dấu dương cho đến góc nghiêng ngang bằng 8°, mặc dù có giảm, có nghĩa là độ rộng của hệ thống tăng lực nâng đủ để cố định phần đáng kể của đài phun. Tuy nhiên, mô men nghiêng ngang của máy bay phản lại tác động của đài phun lên các tấm chắn dọc.

(http://scilib-avia.narod.ru/Pavlenko1/images/286.gif)
Рис. 4.15. Влияние вертикальной качки палубы корабля на величину подъемной силы СВВП

Hình 4.15. Ảnh hưởng của dao động lắc thẳng đứng của boong tàu lên giá trị lực nâng máy bay VTOL

Ảnh hưởng của dao động lắc thẳng đứng của boong đến lực nâng phát sinh của mô hình khối tích cận âm được trình bày trên hình 4.15. Biên độ lắc theo phương thẳng đứng bằng 1,5 D, với hai dao động mỗi giây qua điểm trung hòa, bố trí ở độ cao tương ứng với lực nâng cảm ứng tối đa (H / De = 2). Như vậy, độ cao mô hình phía trên boong sẽ biến thiên theo hình sin từ H / De = 0,5 đến H / De = 3,5. Sự biến thiên lực nâng có hình dạng chu kỳ phức tạp và có độ lặp lại tốt. {286}

Tại độ cao bằng độ cao của sát-xi H / De = 0,7 thì tổn thất lực nâng bằng 3% lực đẩy ban đầu trong các điều kiện tĩnh học trên mặt đất. Tùy theo mức cách xa boong của mô hình mà lực nâng cảm ứng đạt maksimum khi H / De = 2 và sau đó giảm nhẹ khi nó tiếp cận xấp xỉ tới H / De = 3,5. Tuy nhiên, theo mức độ tiếp cận của boong với mô hình mà lực nâng tối đa sẽ cao hơn 2% khi H / De = 2, hơn là khi cách xa boong. Điều này là do hiệu ứng nén hoặc sự xuất hiện "hiệu ứng gối đệm" bởi đài phun, do tốc độ di chuyển của boong (tốc độ di chuyển tối đa của boong là 1,9 m / s). Các thử nghiệm đã được tiến hành và tại các tần số khác nhau của dao động lắc boong theo phương thẳng đứng, để đo sự khác biệt trong các lực nâng cảm ứng, liên quan đến những thay đổi trong tốc độ di chuyển của boong và hiệu ứng nén sinh ra bởi đài phun.

(http://scilib-avia.narod.ru/Pavlenko1/images/287.gif)
Рис. 4.16. Влияние вертикальной качки палубы корабля на величину подъемной силы для плоской модели СВВП

Hình 4.16. Ảnh hưởng của dao động lắc thẳng đứng của boong tàu lên giá trị lực nâng đối với mô hình phẳng của máy bay VTOL

Mô hình phần dưới của máy bay cho phép đánh giá tách biệt tác động của dao động lắc thẳng đứng lên lực đài phun. Khi thử nghiệm mô hình phần dưới, cũng như trong trường hợp mô hình ba chiều, lực đài phun gia tăng theo mức độ xích gần boong tàu. Các kết quả đó được trình bày trên hình 4.16, khẳng định giả thuyết rằng sự gia tăng lực nâng trước hết liên quan đến đài phun.

Dao động lắc của boong là chuyển động có tần số và biên độ lớn nhất, mà do đó có thể có ảnh hưởng lớn nhất đến việc ứng dụng chiến đấu của máy bay VTOL. Ví dụ, các tàu loại {287} destroyer trong điều kiện ở vùng biển bão có dao động lắc boong khoảng ± 10 ° trong cả chu kỳ dao động toàn phần bằng 8 giây. Dao động lắc sống của boong đạt tới ± 2 °. Tuy nhiên, trong trường hợp này người ta đã nghiên cứu các biên độ dao động lắc mạn và lắc sống bằng nhau, vì giả định rằng máy bay VTOL cần phải hạ cánh và cất cánh ở bất kỳ sự định hướng nào đối với boong tàu.
.........

(tiếp)

Những thay đổi của lực nâng cảm ứng và mô men xoắn ngang của mô hình cận âm do dao động lắc mạn với biên độ ± 10 ° ở độ cao H / De = 2 được trình bày trên hình 4.17. Khi có dao động lắc mạn thì sẽ có tổn thất lớn về lực nâng do việc giảm lực nâng của đài phun, đã được giải thích ở phần trên dựa trên cơ sở các kết quả thu được ở những góc nghiêng cố định của {288} boong tàu. Cũng như trong các điều kiện tĩnh học, sự mất mát lực nâng đi kèm theo mô-men nghiêng ngang (xoắn) gây mất ổn định. Trong các thử nghiệm động lực học, điểm phản ánh đài phun dao động thay đổi từ cánh này sang cánh khác.

(http://scilib-avia.narod.ru/Pavlenko1/images/288.gif)
Рис. 4.17. Влияние бортовой качки палубы корабля на величину подъемной силы и коэффициента момента крена СВВП

Hình 4.17. Ảnh hưởng của dao động lắc mạn của boong tàu đến giá trị lực nâng và hệ số mô men nghiêng ngang của máy bay VTOL

Những thay đổi của lực nâng cảm ứng và mô men nghiêng (xoắn) dọc khi dao động theo sống tàu với biên độ ± 10 ° được thể hiện trên hình 4.18. Tương ứng với các dữ liệu thu được ở những góc nghiêng cố định của boong (hình 4.10), tổn thất lực nâng là rõ ràng tại các góc nghiêng sống có giá trị dương của boong. Mô men nghiêng (chúi) dọc trở nên âm hơn (bổ nhào) với các góc nghiêng giá trị âm của sàn boong, có thể, do tăng hiện tượng hút ở phần mũi và sự dịch chuyển về phía sau của đài phun. Các dữ liệu động lực học, tuy nhiên, chỉ đến một mô men chúi dọc giá trị âm hơn khi các dữ liệu là tĩnh học. Ở các góc nghiêng của sàn boong giá trị dương, điều đó gắn với sự gia tăng "hiệu ứng đệm khí" của đài phun giữa hai ống xả phía sau (phía sau trọng tâm khối lượng), trong khi đó khi các góc nghiêng sàn boong có giá trị âm {289}, điều đó gắn với sự dịch chuyển đài phun xa hơn so với khi ở các góc nghiêng sống cố định của boong.

(http://scilib-avia.narod.ru/Pavlenko1/images/289.gif)
Рис. 4.18. Влияние килевой качки палубы корабля на величину подъемной силы и продольный момент СВВП

Hình 4.18. Ảnh hưởng của dao động lắc sống của boong tàu đến giá trị lực nâng và mô men uốn dọc của máy bay VTOL

Khi có tác động đồng thời của các tổ hợp khác nhau - dao động lắc theo chiều sống tàu, theo phương thẳng đứng và dao động mạn ta quan sát thấy một bức tranh phức tạp của sự phụ thuộc giữa biến thiên lực nâng theo thời gian (hình 4.19). Từ hình trên ta thấy rằng ngay cả khi hiện diện trường dòng xoáy hỗn loạn ở mức độ cao do sự dao động phức hợp của boong, ta quan sát thấy tính chất chu kỳ phức tạp của sự biến thiên lực nâng theo thời gian.

Ảnh hưởng của cấu hình máy bay có thể thấy rõ từ các dữ liệu động lực học và về cơ bản phù hợp với các xu hướng được xác định trong quá trình thử nghiệm khi boong cố định. Ví dụ, trên hình 4.20 cho thấy sự phụ thuộc của biến thiên lực nâng vào chuyển động thẳng đứng của boong. Lực nâng cảm ứng tối đa {290} lớn hơn khoảng 12% so với khi đo được trong các thử nghiệm tĩnh học trong mối liên quan với sự gia tăng "hiệu ứng đệm khí" khi boong tiến gần đến mô hình. Các kết quả cũng cho thấy hệ thống tăng cường lực nâng có hiệu quả ngay cả ở các biên độ dao động lắc lớn, tương ứng với các dữ liệu tĩnh học.

Các dữ liệu thu được tại các vị trí cố định của boong tàu, được sử dụng để tính toán những thay đổi lực nâng cảm ứng và mô-men xoắn tùy thuộc vào sự di chuyển của boong, khi tính rằng chuyển động có thể được xem xét như trạng thái giả tĩnh (quasi static). Có thể thực hiện tính toán cho chuyển động này bằng cách xác định sự thay đổi chiều cao, các góc nghiêng sống và nghiêng mạn của boong theo thời gian và thu được, theo dữ liệu đối với trạng thái cố định, các biến thiên tương ứng của các hiệu ứng khí động học cảm ứng.

(http://scilib-avia.narod.ru/Pavlenko1/images/290.gif)
Рис. 4.19. Изменение подъемной силы СВВП по времени при одновременном действии вертикальной, бортовой и килевой качек

Hình 4.19. Biến thiên lực nâng của máy bay VTOL theo thời gian khi có tác động đồng thời của dao động lắc sống, lắc mạn và lắc thẳng đứng

So sánh các tính toán dựa trên các dữ liệu cho boong cố định với các dữ liệu động lực học cho chuyển động tịnh tiến, chỉ ra rằng các kết quả phù hợp khá tốt. Ngoại lệ là sự gia tăng {291} "hiệu ứng đệm khí" của đài phun, diễn ra khi boong tiến gần tới mô hình.

Một so sánh tương tự như vậy được thực hiện đối với mô hình có bố cục siêu âm. Đối với mô hình này, ảnh hưởng đáng kể đến lực nâng cảm ứng là hiệu ứng hút mạnh do giá trị lớn của tỷ số giữa diện tích mô hình trên mặt bằng với diện tích dòng khí xả. Mặc dù khi H / De = 0,8 thì giá trị lực nâng trùng khớp tốt, khi H / De> 1,6 các dữ liệu động lực học phản ánh sự mất mát lực nâng, lớn hơn đáng kể so với tính toán (khoảng 8%). Điều đó gắn với sự tăng cường hiện tượng hút, do chuyển động của boong so với mô hình. Tác động tiêu cực này không quan sát thấy ở mô hình cận âm, có thể là do hiệu ứng hút khá thấp, và đài phun mạnh. Do có bằng chứng rõ ràng về tăng lực nâng đài phun khi boong chuyển động về phía mô hình, sẽ là hợp lý khi ta hy vọng khi boong chuyển động ra xa mô hình sẽ có sự giảm lực nâng, đặc biệt khi hiệu ứng hút chiếm ưu thế so với lực nâng cảm ứng.
........

(tiếp)

So sánh các tính toán với các dữ liệu động lực học đối với dao động lắc mạn boong ở bố cục siêu âm, cho thấy có sự khác biệt lớn nhất trong lực nâng cảm ứng, và quan sát được tác động tiêu cực đáng kể của dao động lắc mạn boong đến mô men nghiêng ngang cảm ứng. Sự khác nhau trong những đại lượng này có ý nghĩa quan trọng để đưa ra yêu sách đối với công suất điều khiển khí động lực và cấu trúc hệ thống điều khiển.

Trạng thái của biển có thể rất khác nhau và gây ra dao động lắc phức tạp của con tàu. Vì vậy, người ta đã nghiên cứu một số phương án tổ hợp dao động lắc mạn, lắc sống, lắc đứng, trước hết với bố cục cận âm.

Dưới tác động đồng thời của dao động lắc thẳng đứng và lắc mạn (trong một pha) lực nâng cảm ứng thực tế thấp hơn tính toán theo điều kiện tĩnh học. Người ta cho rằng trường dòng chảy rối vô cùng phức tạp, tạo nên khi có các chuyển động phức, sẽ tăng cường sự dịch chuyển và lôi cuốn không khí xung quanh cùng chuyển động, cũng như làm yếu hiệu ứng đài phun, đồng thời tăng tổn thất lực nâng. Sự thay đổi mô men nghiêng ngang khi chuyển động mạnh mẽ chỉ ra rằng sự thay đổi các đỉnh lớn hơn tính toán một chút. {292}

(http://scilib-avia.narod.ru/Pavlenko1/images/291.gif)
Рис. 4.20. Зависимость увеличения подъемной силы СВВП от вертикального движения палубы корабля при наличии эффективной системы

Hình 4.20. Quan hệ phụ thuộc của sự tăng cường lực nâng của máy bay VTOL vào chuyển động thẳng đứng của boong tàu khi có hiện diện hệ thống hiệu quả

So sánh tương tự cho tổ hợp dao động lắc mạn và sống với sự sai khác pha 90° chỉ ra rằng sự thay đổi lực nâng cảm úng thấp hơn đáng kể so với tính toán. Những kết quả này cho thấy tầm quan trọng của các hiệu ứng tiêu cực liên quan đến sự gia tăng xáo trộn hỗn loạn trong chuyển động hỗn hợp. Biến chuyển lực đài phun phần nào giải thích sự khác biệt giữa các dữ liệu tính toán và thực nghiệm. Điều này có thể chứng minh bằng cách kết hợp những thay đổi lực nâng, đo đạc thực nghiệm trên mô hình phẳng của phần dưới máy bay có hiệu ứng hút được tính toán trên cơ sở dữ liệu tĩnh học. Có sự phù hợp khá tốt giữa những thay đổi này của lực nâng cảm ứng và các dữ liệu động lực học thu được đối với mô hình khối tích ba chiều. Thủ tục tương tự cũng được sử dụng khi tính toán sự thay đổi lực nâng trong điều kiện lắc mạn của boong tàu, và đưa đến sự phù hợp khá tốt trong các kết quả.

Như vậy, các xu hướng chính trong ảnh hưởng của dao động lắc của tàu gây ra cho các hiệu ứng khí động học cảm ứng có thể được trình bày nhờ các dữ liệu thử nghiệm tĩnh học. Tuy nhiên, tính toán dựa trên những dữ liệu này thường là quá lạc quan, đặc biệt là trong trường hợp boong có chuyển động kết hợp phức tạp. Kết quả này rất quan trọng, vì các nghiên cứu ảnh hưởng lắc do nguyên nhân chi phí và đơn giản hóa nên thường được tiến hành trong điều kiện tĩnh học. Rõ ràng, việc sử dụng những dữ liệu này đối với các điều kiện động lực học có thể dẫn đến việc hạ thấp các yêu cầu về công suất điều khiển và đánh giá thấp tổn thất lực nâng của máy bay VTOL.

Để giảm thiểu các hoạt động bất lợi của dòng khí thải động cơ máy bay VTOL trên bề mặt các đường băng, trên máy bay và lọt khí xả nóng tới lối vào động cơ, cũng như để đảm bảo sự cất cánh và hạ cánh trên boong tàu khi nó dao động lắc, công ty "British Aerospace" đề xuất một hệ thống cất cánh và hạ cánh mới cho máy bay cất cánh và hạ cánh thẳng đứng kiểu "Harrier", được gọi là "Sky Hook". Hệ thống "Sky Hook" được thiết kế để bố trí trên các tàu có lượng choán nước 2.000 .... 4000 tấn, đảm bảo cất cánh và hạ cánh cho các máy bay cất cánh và hạ cánh thẳng đứng từ các tàu trên, với độ lắc mạn ± 15 °, lắc sống đến ± 7 ° và chuyển động thẳng đứng của boong đến mức ± 5 m. Ý tưởng của "Sky Hook" sinh ra do sự khó khăn trong việc hạ cánh trên boong tàu chao đảo lắc mạnh, với {293} sự nguy hiểm của thời điểm cất cánh, khi máy bay VTOL không còn được gắn chặt trên boong tàu, mà cũng chưa tách khỏi sàn boong lắc đảo bập bềnh.

(http://scilib-avia.narod.ru/Pavlenko1/images/294.gif)
Рис. 4.21. Новая система для обеспечения взлета и посадки СВВП «Харриер» с палубы небольших кораблей типа «Скай Хук»

Hình 4.21. Hệ thống mới đảm bảo CHC cho máy bay VTOL "Harrier" từ boong các tàu nhỏ kiểu "Sky Hook"

Hệ thống "Sky Hook" bao gồm: một cần cẩu với cánh tay đòn quay được (hình4.21); hệ thống con ổn định cần cẩu; cơ cấu móc kẹp máy bay và khóa đặt cuối cánh tay đòn cầu trục; nút liên kết cứng bố trí trên thân máy bay ở tâm trọng lực của máy bay; máy tính điện tử, hệ thống quang học và các thiết bị đảm bảo neo, docking và undocking máy bay bằng cần cẩu.

Bản thân cần trục là một cấu trúc kim loại bằng ống thép hàn nặng 9 ... 13 tấn. Nó được tính toán thiết kế để tiếp nhận các máy bay có trọng lượng lên tới 13.600 kg. Hệ thống con giữ ổn định đảm bảo trong thời gian ghép nối cho hoạt động của cẩu khi mà lắc mạn là ± 15 ° và lắc sống ± 7 °. Tay cần cầu trục thực hiện di chuyển theo đường elip, còn các cảm biến quán tính sẽ ổn định đầu cầù trục trong không gian. Việc điều khiển đầu cần thực hiện bằng hệ thống thủy lực. Đầu cầu trục bao gồm trong nó thiết bị móc nâng và gắn với nó những khớp các-đăng treo, hệ thống xác định trạng thái của thiết bị móc nâng và các gối tựa cố định (hình 4.22). Đầu cầu trục hệ thống "Sky Hook" có một thanh mà phần di động của nó dịch chuyển trên đó có các gối tựa cố định. Tại phần cuối thanh có một phễu tiếp nhận cùng móc nâng.

(http://scilib-avia.narod.ru/Pavlenko1/images/295.gif)
Рис. 4.22. Головка крана системы «Скай Хук»

Hình 4.22. Đàu cần trục hệ thống "Sky Hook"

Việc hạ cánh (tiếp thu) máy bay lên tàu với sự giúp đỡ của {294} hệ thống "Sky Hook" diễn ra như sau (hình 4.23).

Tay cần cầu trục nhờ dẫn động thủy lực sẽ quay vuông góc mạn tàu, và cơ cấu docking qua hệ thống điều khiển điện tử sẽ được giữ ổn định trong không gian. Phi công chuyển máy bay từ đường bay nằm ngang sang chế độ bay treo, đồng thời dịch chuyển máy bay dọc theo mạn tàu nhờ máy ngắm hướng xạ, đi vào cái gọi là cửa sổ ghép nối kích thước 3 × 3 × 3 m, trong phạm vi đó hệ thống quang học theo các dấu hiệu đặt ở thân trên máy bay, phát hiện đầu dò ghép nối của máy bay, đo góc và khoảng cách đến nó và tự động vào đúng thời điểm sẽ bung thanh nối ghép ra. Cơ cấu của thanh nối sẽ tham gia tiếp xúc với đầu dò ghép nối và bắt lấy nó, điều đó được khẳng định bởi một tín hiệu ánh sáng. Sau đó phi công sẽ giảm 5-10% lực đẩy của động cơ đến giá trị tối thiểu, để máy bay vẫn điều khiển được theo cả ba trục. Tiếp theo, thanh docking sẽ kéo máy bay đến các gối tựa ổn định sẽ cố định nó vào chỗ thật chắc chắn.

(http://scilib-avia.narod.ru/Pavlenko1/images/296.gif)
Рис. 4.23. Прием (посадка) самолета вертикального взлета и посадки на корабль с помощью системы «Скай Хук»:
А — причаливание; Б — захват; 1 — фиксирующие упоры; 2 — штанга; 3 — узел стыковки со штангой на самолете

Hình 4.23. Tiếp thu (hạ đặt) máy bay CHC thẳng đứng trên tàu nhờ trợ giúp của hệ thống "Sky Hook":
A- vào bến bãi; B- móc bắt; 1- các cữ cố định. 2- thanh ghép nối; 3- nút ghép nối với thanh nối trên máy bay
........

(tiếp)

Phi công đưa máy bay vào khu vực hoạt động của đầu chụp bắt, trong khi định hướng nhờ thiết bị quan trắc thị sai, gắn trên cánh tay cần của cầu trục. Thiết bị quan trắc gồm một đĩa nền trắng và hai thanh màu đen gắn với tấm đĩa nền. Nếu máy bay đang ở vị trí đúng đối với máy ngắm, phần màu đen trên đĩa nền cần phải thẳng hàng với hai thanh. Nếu máy bay có vị trí quá cao hoặc quá thấp, hoặc hơi nhô về phía trước, hoặc lùi về phía sau, phần màu đen sẽ không thẳng hàng với các thanh (hình 4.24).

(http://scilib-avia.narod.ru/Pavlenko1/images/297.gif)
Рис. 4.24. Индикация положения самолета относительно визирного устройства при приеме СВВП на корабль:
а — самолет находится слишком низко; б — самолет немного сзади заданного положения; в — оптимальное положение самолета для захвата

Hình 4.24. Chỉ dẫn vị trí máy bay đối với máy ngắm khi tiếp thu máy bay VTOL trên tàu chở máy bay:
a- máy bay nằm ở vị trí quá thấp; b- máy bay hơi bị lùi về phía sau vị trí quy định; v- tư thế tối ưu của máy bay để chụp bắt

Các nghiên cứu được thực hiện nhằm tạo ra một hệ thống đảm bảo chỉ dẫn chính xác hơn vị trí của máy bay thông qua việc chuyển tất cả các thông tin lên màn hình chỉ thị của phi công, anh ta khi sử dụng thông tin này, sẽ đặt máy bay ở cự ly cách 5-6 m về phía sau vùng chụp bắt, sau đó có thể sử dụng máy ngắm sẵn có lúc bấy giờ {296}. Khi máy bay đi vào vùng chụp bắt thì hệ thống IR tự động sẽ phát hiện sự hiện diện của nó và lệnh cho thiết bị nâng cố định để móc và chụp bắt trục cam tiếp thu máy bay.

Toàn bộ hệ thống hoạt động tự động mà không cần sự trợ giúp của thao tác viên. Hệ thống được cung cấp bởi công ty "Hệ thống Robotics Anh", sử dụng cảm biến hình ảnh hồng ngoại gắn trên đầu cần cẩu. Cảm biến sẽ đánh giá đặc tính của các kính ảnh (hấp thụ bức xạ hồng ngoại), đặt ở bề mặt trên của máy bay dưới dạng các hình dạng hình học màu đen và màu trắng (hình vuông và hình tròn), và sau khi nhận được thông tin về kích thước và tương quan của chúng, {297} sẽ tính toán vị trí của máy bay đối với đầu cần cẩu. Những dữ liệu này sẽ được chuyển đổi thành tín hiệu điện cho thiết bị nâng, đảm bảo móc được vấu tiếp thu máy bay. Sau đó, phi công giảm lực đẩy, trong khi vẫn duy trì vị trí không gian của máy bay nhờ hệ thống điều khiển phản lực. Thiết bị nâng sẽ chụp bắt chiếc máy bay đang treo và kéo nó vào ụ cố định. Tiếp theo cơ chế khóa nội bộ sẽ được bật lên và động cơ có thể chuyển sang chế độ ga nhỏ, nếu máy bay chỉ tiếp bổ sung nhiên liệu, hoặc tắt máy nếu máy bay được gửi vào nhà chứa máy bay phía dưới boong tàu và được đặt lên khung lăn hoặc cầu xếp dỡ.

Thủ tục tiếp theo phụ thuộc vào tính chất của hoạt động sắp tới: tiếp bổ sung cho máy bay chỉ nhiên liệu và nước; gắn vũ khí và tiếp toàn bộ nhiên liệu và nước; di chuyển máy bay vào nhà chứa máy bay.

Trong trường hợp đầu tiên, việc tiếp bổ sung được làm ngay sau khi lắp ghép với cần cẩu mà không tắt động cơ, chỉ chuyển sang chế độ gaz nhỏ cho đến khi hoàn thành việc tiếp tế, thực hiện nhờ hệ thống đường trục cung cấp lắp đặt ngay trong cần trục. Tốc độ bơm truyền nhiên liệu khoảng 500 kg / phút, thời gian tiếp là 5 phút.

Trong trường hợp thứ hai, động cơ tắt sau khi lắp ghép và máy bay được hạ xuống cầu xếp dỡ di động của sân đậu boong tàu, tại đó tiến hành các công việc cần thiết liên quan đến công tác gắn treo vũ khí và nạp nhiên liệu. Cần cẩu được giữ ổn định vị trí so với tàu. Để treo vũ khí cần 10 phút.

Trường hợp thứ ba, chiếc máy bay đã hạ xuống cầu xếp dỡ sẽ được di chuyển vào nhà chứa máy bay.

Việc cất cánh (nâng) máy bay khỏi tàu và tháo kết nối nó với cầu trục tiến hành theo thứ tự ngược lại. Máy bay chuẩn bị đi làm nhiệm vụ đang ở trên cầu xếp dỡ sẽ được di chuyển đến vị trí xuất phát, được móc vào cần cẩu và giải phóng khỏi cầu xếp dỡ. Sau đó, cần cẩu được ổn định trong không gian, máy bay được đưa ra mạn tàu và phi công khởi động động cơ trong trạng thái góc lệch vòi xả là 90°. Thanh docking sẽ hạ máy bay xuống dưới và giải phóng nó khỏi các gối tựa ổn định. Phi công chuyển động cơ sang chế độ lực đẩy tối đa, cân bằng nó với trọng lực của máy bay. Cơ cấu chụp bắt thanh docking sẽ được ngắt kết nối với đầu dò lắp ghép, và máy bay có thể tách khỏi tàu trong chế độ bay treo với việc chuyển tiếp sang đường bay nằm ngang. {298}

Trên các tàu có độ choán nước 2000 ... 4000 tấn có thể lắp đặt hai cần cẩu. Trong hangar của tàu có kích thước 16,8 × 15,8 × 5,5 m có thể chứa bốn máy bay cất cánh và hạ cánh thẳng đứng hoặc cất-hạ cánh ngắn, hai trực thăng chống tàu ngầm "Sea King", 300 tấn nhiên liệu và vũ khí hàng không. Hệ thống "Sky Hook" đảm bảo cất cánh cho bốn máy bay khi sử dụng cả 2 cầu trục trong vòng 2 phút và tiếp thu máy bay trong vòng 4 phút. Hệ thống được thiết kế để đảm bảo hoạt động từ tàu cho các máy bay "Harrier-GR.3» (A-8A), «Sea Harrier-FRS.1» và AV-8B «Harrier» với những thay đổi tối thiểu trong cấu trúc của chúng. Theo số liệu báo chí Anh, máy bay hoạt động không có khung bệ, nhưng cũng có thể làm việc với nó, chỉ có điều trong trường hợp này khối lượng của nó tăng lên khoảng 900 kg.

Người ta cho rằng việc sử dụng các hệ thống mới có những ưu điểm sau: tiết kiệm nhiên liệu trong quá trình cất cánh và hạ cánh, giảm biên chế nhân viên bảo dưỡng kỹ thuật cho máy bay, cải thiện các đặc tính cất cánh và hạ cánh do không bị ảnh hưởng của hiệu ứng mặt đất và sự tái tuần hoàn khí thải, ít rủi ro hơn và chi phí thấp trong phát triển hệ thống (không đòi hỏi công nghệ mới).

Trong quá trình công ty trên tiến hành các chuyến bay thử nghiệm trên bãi thử, mối quan tâm chủ yếu tập trung vào các vấn đề về sự dịch chuyển ngang có thể có của máy bay "Harrier" trong chế độ treo trong "cửa sổ" docking có sử dụng cần trục mặt đất, máy ngắm hướng xạ và các thiết bị trợ giúp khác. Các kết quả thử nghiệm, mà trong đó có ba phi công tham gia, được đánh giá tích cực. Tại tốc độ gió 10 m / s (gió ngược thổi tới dưới góc 60°), máy bay trong chế độ treo đã bị dịch chuyển tương đối so đầu mút cánh tay cần cầu trục với tốc độ không quá 0,3 m / s.

Theo thông tin của báo chí Anh, người ta cũng đang lên kế hoạch sản xuất một mẫu cần cẩu có cơ cấu ghép nối và thực hiện các thử nghiệm bay của nó trên một con tàu ngoài biển trong các điều kiện thời tiết khác nhau.

HẾT CHƯƠNG 4

........

(tiếp)

Chương 5

ĐẶC ĐIỂM SỬ DỤNG, KHAI THÁC HOẠT ĐỘNG VÀ SỬA CHỮA MÁY BAY VÀ TRỰC THĂNG HẢI QUÂN TRÊN HẠM

5.1. Các đặc điểm ứng dụng máy bay và trực thăng trên hạm

Hàng không trên hạm được thiết kế để thực hiện các nhiệm vụ chính sau đây:
- thực hành đòn tấn công tên lửa và bom xuống các tàu, các căn cứ hải quân và các mục tiêu khác;
- giành và duy trì quyền kiểm soát trên biển và trên không;
- chiến đấu chống tàu ngầm;
- yểm trợ đường không cho các lực lượng đổ bộ khi di chuyển trên đường biển và khi đổ quân tại các khu vực ven biển;
- phong tỏa các vùng biển và các eo hẹp nhằm ngăn chặn tàu của đối phương ra biển;
- hỗ trợ đường không trực tiếp cho các lực lượng lục quân và lực lượng đổ bộ khi họ hoạt động trên bờ biển.

http://www.youtube.com/watch?v=xUIKxnS6tQc

Để thực hiện các nhiệm vụ đó người ta bố trí đặt căn cứ cho nhiều loại máy bay khác nhau trên các tàu sân bay: cường kích-trinh sát, cường kích, tiêm kích, máy bay chống tàu ngầm và trực thăng chống tàu ngầm, máy bay trinh sát điện tử và tác chiến điện tử, máy bay cảnh báo sớm tầm xa (AEW), máy bay tiếp dầu.

Khi tiến hành các hoạt động chiến đấu của máy bay trên hạm chống lại các đơn vị tàu mặt nước hỗn hợp (nhóm tàu xung kích, các biên đội tàu chiến, các biên độ tàu đổ bộ, các đoàn tàu có hộ tống), hầu như tất cả các loại máy bay đóng căn cứ trên tàu sân bay đều tham gia tác chiến.

Vì vậy, xét theo quan điểm của các chuyên gia nước ngoài, đi trước đòn tấn công chống các tàu mặt nước là hoạt động trinh sát đường không của các máy bay cường kích-trinh sát RA-5C, máy bay tiêm kích F-14A và máy bay AWACS E-2C "Hawkeye". {300} Cường kích-trinh sát RA-5C trang bị các thiết bị dẫn đường và ném bom, cho phép nó hoạt động trong các điều kiện thời tiết bất lợi từ các độ cao lớn và độ cao nhỏ. Nhằm mục đích trinh sát người ta sử dụng trên nó các đài radar side-scan và các máy chụp ảnh toàn cảnh và chụp ảnh hàng không viễn cảnh. Máy bay E-2C "Hawkeye" có thể phát hiện các tàu ngầm ở khoảng cách lên đến 360 km, theo dõi chúng bằng cách sử dụng các thiết bị kỹ thuật vô tuyến điện mà không đi vào khu vực diệt mục tiêu của hệ thống phòng không trên hạm. Trong quá trình tấn công các tàu mặt nước, máy bay E-2C đảm nhiệm vai trò sở chỉ huy trên không. Nó được trang bị các hệ thống điện tử hàng không hiện đại, yếu tố chính của nó là hệ thống thông tin-chỉ huy tác chiến. Nó cho phép nhận dạng và phân loại các mục tiêu, xác định các thông số chính của các mục tiêu ấy, chọn loại vũ khí, hướng dẫn máy bay tiêm kích và cường kích bay đến mục tiêu, truyền các thông tin định vị dẫn đường. Qua hệ thống thông tin liên lạc, tất cả các thông tin quan trọng được gửi đến hệ thống thông tin và chỉ huy chiến đấu của tàu sân bay. Điều này cho phép người chỉ huy nhóm tàu sân bay điều khiển và kiểm soát các hoạt động của các máy bay trên hạm ở cự ly cách tàu sân bay 500-600 km. Bảo vệ máy bay E-2C là các máy bay tiêm kích hạm trên tàu sân bay.

Phương thức hoạt động của máy bay trên hạm chống các tàu mặt nước, số lượng và loại máy bay huy động tham gia phụ thuộc vào tính chất của mục tiêu, mức độ đối kháng của LLPK, thời gian trong ngày và điều kiện thời tiết. Nhưng thông thường, khi tấn công một đơn vị tàu chiến hợp thành lớn có trang bị hệ thống PK tốt, các máy bay được sử dụng tập hợp thành các tốp chiến thuật như sau: tấn công, hoạt động thu hút, chế áp phòng không, tác chiến điện tử, dẫn đường và chỉ huy, tiếp bổ sung nhiên liệu, tiêm kích hộ tống.

http://www.youtube.com/watch?v=BD4oiBSXGDM

Một trong những phương án lựa chọn tổ chức tấn công vào một đơn vị tàu lớn, theo các chuyên gia nước ngoài, là như sau. Theo thông tin trinh sát trên không, máy bay trên hạm sẽ cất cánh khỏi tàu sân bay. Sau khi cất cánh, các máy bay tập hợp thành đội hình chiến đấu và bay tới khu vực mục tiêu trên các cao độ trung bình và lớn theo một số đường bay xác định. Trước khi đến tuyến phát hiện máy bay của radar trên tàu, sẽ tiến hành tách đội hình chiến đấu theo các nhóm chiến thuật và thay đổi độ cao bay xuống các độ cao tầm thấp và cực thấp. Băng qua tuyến này đầu tiên là các máy bay mà mục tiêu của chúng là tiếp dầu bổ sung {301}, sau đó - các tốp hoạt động thu hút đối phương. Chúng có nhiệm vụ thu hút hỏa lực PK về phía mình, bắt hệ thống phòng không phải cho hoạt động các phương tiện vô tuyến điện tử chủ động, và do đó tạo điều kiện thuận lợi cho tốp chế áp phòng không và tác chiến điện tử bước hành động. Nhóm chiến thuật này thực hiện nhiệm vụ bằng cách tấn công vào hệ thống radar PK bằng các tên lửa kiểu "Shrike" và tấn công vào chính các tàu PK bằng các tên lửa "Harpoon", "Bullpup", "Maverick". Sau đó (với một giãn cách thời gian rất nhỏ) nhóm tác chiến điện tử bay đến theo đường bay của mình (theo một hoặc hai đường bay). Chúng phát hiện và chế áp sự hoạt động của các khí tài VTĐT của đơn vị tàu chiến một cách trực tiếp trước khi các tốp tấn công tiến tới tuyến bị phát hiện bởi các radar trên tàu. Các nhóm EW bao gồm các loại máy bay chuyên dụng kiểu EA-6B "Prowler", các máy bay cường kích và tiêm kích, trang bị các container và các trạm gây nhiễu gắn trên máy bay.

Cuối cùng, các tốp tấn công xung trận (thường theo nhiều đường bay). Trước khi băng qua tuyến giới hạn bị radar trên tàu phát hiện, các máy bay cường kích của các tốp tấn công hạ độ cao xuống 60 m và thấp hơn nữa và bay ở các tốc độ tối đa 900 km / h, xông đến mục tiêu từ các hướng khác nhau, kéo cao gấp, ngắm bắn và tấn công địch hoặc từ đường bay ngang, hoặc từ đường bay bổ nhào, hoặc cắt bom từ đường bay ngóc lên. Ưu tiên được dành cho việc sử dụng vũ khí từ tư thế bổ nhào, vì nó đảm bảo cắt bom chính xác nhất.

Trong suốt thời gian các hoạt động tác chiến trên, các máy bay AWACS E-2C "Hawkeye" bay tuần tra ở độ cao 8000-9000 m, thực hiện phân phối các mục tiêu và chỉ huy việc bước vào chiến đấu cho các tốp chiến thuật.

Khi tổ chức tác chiến chống tàu ngầm người ta sử dụng các máy bay chống tàu ngầm và trực thăng chống tàu ngầm. Chúng cất cánh từ một tàu sân bay khi nhóm xung kích tàu sân bay (AUG) tiếp cận khu vực có thể có tàu ngầm. Thông thường, bốn máy bay chống tàu ngầm tiến hành tìm kiếm tàu ngầm cách xa tàu sân bay ở trên độ cao 250-400 m. Việc tìm kiếm được thực hiện bởi mỗi máy bay trong vòng 4 giờ. Sau khi phát hiện tàu ngầm, phi hành đoàn có thể tấn công nó, sau khi thông báo về tàu sân bay. Tuy nhiên, các cuộc tấn công ngay khi phát hiện lần đầu tiên thường được coi là không phải bao giờ cũng có hiệu quả.

Cách thích hợp nhất là gọi các máy bay chống tàu ngầm và trực thăng chống tàu ngầm khác đến phối hợp, việc sử dụng {302} các radio-sonobuoys và từ kế để xác định rõ vị trí của tàu ngầm, sau đó sử dụng các loại vũ khí hủy diệt nó. Phao được đặt thành vòng khép kín quanh vị trí giả thiết có tàu ngầm hoặc trên hướng đi giả thiết của tàu ngầm.

Các trực thăng săn ngầm có thể hoạt động đơn lẻ, khi một trực thăng kết hợp trong nó các chức năng tìm kiếm và tấn công, hoặc theo cặp, khi một chiếc làm nhiệm vụ tìm kiếm, còn chiếc kia - tấn công tiêu diệt tàu ngầm. Khi sử dụng nhiều trực thăng thì chúng sẽ sử dụng phương pháp bao vây khu vực dự kiến tàu ngầm đang ở trong: đầu tiên, chúng quây kín bán kính lớn nhất, sau đó tiếp cận theo đường xoắn ốc đến vị trí tàu ngầm. Trực thăng được sử dụng để phát hiện tàu ngầm cùng với các phương tiện thả sonar thủy âm, để làm điều này chúng định kỳ giảm xuống độ cao 4,5-6 m trên bề mặt biển và bay treo hoặc giảm đáng kể tốc độ bay.
.........

(tiếp)

5.2. Tổ chức và chỉ huy bay cho máy bay và trực thăng trên hạm

Chỉ huy các chuyến bay của máy bay trên tàu sân bay được đảm bảo bởi người chỉ huy ngành tác chiến hàng không, trung tâm kiểm soát không lưu và trung tâm thông tin chiến đấu. Vùng trách nhiệm của họ phụ thuộc vào cự ly của các máy bay đến tàu sân bay. Người chỉ huy ngành tác chiến đường không chịu trách nhiệm về việc chỉ huy và đảm bảo an toàn cho các máy bay ở khoảng cách 5 ... 6 km cách tàu sân bay và độ cao đến 750 m, nghĩa là khu vực quan trọng nhất - khu vực mà chuyến bay tiến vào sau khi phóng đi và toàn bộ quá trình hạ cánh. Ở khoảng cách hơn 6 km cách tàu sân bay cho đến 90 ... 100 km các chuyến bay được điều khiển bởi trung tâm kiểm soát không lưu. Tiếp theo trong khu vực xa hơn 100 km, việc chỉ huy các chuyến bay do trung tâm thông tin chiến đấu thực hiện.

Trung tâm điều khiển không lưu thực hiện lập kế hoạch bay và quản lý bay tập trung, đảm bảo an toàn bay trong khu vực có bán kính 90 ... 100 km, hướng dẫn cất cánh và hạ cánh, thu thập và đánh giá các thông tin liên quan đến công tác điều hành bay. Ở trung tâm kiểm soát không lưu có hai bộ phận: thực hành hoạt động bay và kiểm soát quá trình tiếp cận hạ cánh. Bộ phận điều hành lên kế hoạch điều phối bay cho các máy bay, cung cấp cho các phi hành đoàn đang ở trên không các {303} thông tin cần thiết. Bộ phận chỉ huy tiếp cận hạ cánh đảm bảo an toàn cho quá trình hạ cánh trên boong tàu sân bay.

Trung tâm điều khiển không lưu nằm trong cabin tác chiến ở tháp thượng tầng bên mạn phải tàu sân bay. Nó được trang bị radar phát hiện các mục tiêu trên không, dẫn và hạ cánh cho các máy bay, các khí tài thông tin liên lạc, máy nhận dạng quốc tịch máy bay, máy hỏi của hệ thống định vị dẫn đường TACAN, khí tài hỗ trợ hạ cánh, thiết bị đăng ký dữ liệu. Sử dụng tổng hợp toàn bộ các phương tiện sẵn có của trung tâm cho phép ta theo dõi tất cả các máy bay từ lúc chúng cất cánh cho đến lúc chúng hạ cánh trên tàu sân bay.

Các chuyến bay trên tàu sân bay được tổ chức như sau. Trong 30 phút trước khi các chuyến bay bắt đầu, qua loa truyền thanh một tín hiệu đặc biệt truyền đi, còn 10 phút các động cơ bắt đầu khởi động, và 4 phút trước khi cất cánh trên thanh thẳng đứng về một bên máy phóng bốn đèn tín hiệu bật sáng. Chúng lần lượt tắt và làm nhiệm vụ con trỏ đếm ngược chỉ thời điểm cất cánh. Ban đầu các máy bay cất cánh từ máy phóng đặt ở boong góc, sau đó - từ máy phóng đặt phía mũi tàu sân bay. Bốn máy phóng đảm bảo cho phép máy bay cất cánh với gián cách thời gian 15 giây. Máy phóng sau khi máy bay cất cánh từ nó lên, sẽ được đưa vào trạng thái sẵn sàng sau 25 ... 30 giây.

Nếu các máy bay sau khi cất cánh cần phải tập hợp tại một khu vực nhất định, thì từ trung tâm kiểm soát không lưu người ta sẽ ấn định các hành lang đặc biệt có các điểm kiểm soát, mà chúng sẽ vượt qua đó khi bay vào khu vực tập hợp đội hình.

Quá trình hạ cánh thực hiện theo trình tự sau. Trước khi hạ cánh, máy bay được đưa vào khu chờ ở cự ly cách 50 ... 60 km và tiến hành bay vòng tròn xung quanh tàu sân bay, duy trì liên lạc thường xuyên với trung tâm kiểm soát không lưu. Sau khi nhận được sự cho phép ra khỏi khu chờ, máy bay với sự giúp đỡ của máy hỏi hệ thống TACAN sẽ được đưa vào khu vực tàu sân bay và hạ cánh. Máy bay hạ độ cao xuống 300 m và giảm tốc độ. Quá trình tiếp cận kết thúc ở cự ly cách 8 ... 10 km so với tàu sân bay và ở độ cao bay 200 m. Sau khi nhận được báo cáo của phi công rằng anh ta đã nhìn thấy các phương tiện đảm bảo hạ cánh, điều phối viên không lưu chuyển quyền chỉ huy hạ cánh sang sĩ quan bộ phận chỉ huy vào tuyến hạ cánh. Việc hạ cánh được thực hiện nhờ trợ giúp của hệ thống hạ cánh quang học, các đèn tín hiệu của nó có thể nhìn thấy ban ngày ở khoảng cách 1,6 ... 2,4 km và ban đêm - 3,2 ... 4,8 km. Hiện nay người ta áp dụng {304} hệ thống phức hợp tự động hóa quá trình hạ cánh trong các điều kiện thời tiết bất lợi, cả ngày lẫn đêm. Khi hạ cánh trên tàu sân bay máy bay sẽ thả móc (hook), nó sẽ được chụp bắt bởi một trong các dây cáp của máy hãm đà hạ cánh và dừng lại sau 95 ... 100 m sau khi chạm sàn boong. Thời gian giãn cách giữa các cuộc hạ cánh khoảng chừng 60 giây. Trong những điều kiện thuận lợi, thời gian này có thể được giảm xuống còn 30 giây, và trong các điều kiện thời tiết xấu và vào ban đêm - nó được tăng lên đến 1,5 phút.

(http://scilib-avia.narod.ru/Pavlenko1/images/306_1.gif)
Рис. 5.1. Посадка вертолета на корабль с помощью радионавигационной системы «Такан»

Hình 5.1, Quá trình hạ cánh xuống tàu của trực thăng nhờ sự trợ giúp của hệ thống dẫn đường định vị "TACAN"

Quản lý và kiểm soát các chuyến bay của trực thăng trên tàu, có biên chế cơ hữu một hoặc hai máy bay trực thăng, được thực hiện bởi trạm thông tin chiến đấu của con tàu. Đội ngũ phi công, nhân viên bảo dưỡng trên các con tàu như vậy được biên chế vào ngành tác chiến hàng không. Nếu trên tàu có một trực thăng, thì ngành tác chiến hàng không chỉ gồm bốn phi công, 11 nhân viên cơ khí, kỹ thuật viên điện tử, thợ điện, khai thác viên sonar thủy âm, nếu có hai trực thăng, thì số lượng phi công tăng lên sáu, và thêm hai kỹ thuật viên và một khai thác viên sonar thủy âm.
........

(tiếp)

Trạm thông tin tác chiến hỗ trợ liên lạc trực tiếp với kíp bay, thông báo cho phi công về những thay đổi trong điều kiện khí tượng, hướng và tốc độ của con tàu, sự hiện diện của tiếp xúc radar.

http://www.youtube.com/watch?v=H4MbCu_YRM4

Tổ chức bay cho các máy bay trực thăng từ các con tàu như vậy diễn ra như sau. Tất cả các vị trí được tuyên bố sẵn sàng cho việc cất cánh trực thăng, trên cầu điều hướng hành trình đèn hiệu màu đỏ bật sáng. Phi hành đoàn trực thăng theo lệnh của người chỉ huy bay và tín hiệu của giám lộ viên mà khởi động động cơ, sau đó phi công báo cáo mình đã sẵn sàng bay. Sau nữa, đèn tín hiệu đỏ tắt và đèn tín hiệu xanh lá cây bật sáng, cờ "Hotel" được kéo lên. Phi công sau khi kiểm tra hoạt động của các thiết bị trong buồng lái, ra lệnh cho cơ giới viên "Tháo móc". Móc giữ được tháo ra và hiển thị cho phi công biết. Giám lộ viên sau khi kiểm tra đảm bảo sự chính xác của hành động, sẽ đánh tín hiệu cho phép cất cánh.

Sau khi cất cánh, trên cầu điều hướng đèn tín hiệu màu đỏ bật lên, còn cờ "Hotel" hạ xuống nửa chừng.

Giai đoạn khó khăn nhất của chuyến bay trực thăng là giai đoạn hạ cánh. Tùy thuộc vào các thiết bị kỹ thuật trang bị trên tàu, việc này có thể được thực hiện nhờ trợ giúp của hệ thống định vị dẫn đường vô tuyến TACAN, đài vô tuyến hướng dẫn và trắc thủ điều hành radar trên tàu.

Hạ cánh của trực thăng nhờ hệ thống định vị dẫn đường vô tuyến TACAN được trình bày trên hình 5.1. Trực thăng đi theo hải đăng vô tuyến của hệ thống ở độ cao khoảng 150 m và tiến tới {305} điểm kiểm tra quy định, nằm ở khoảng cách 5,5 km và trên góc hướng 150°. Tại điểm này, phi công bắt đầu hạ thấp cao độ, hoặc người chỉ huy chuyến bay thông báo quyết định chiếm lĩnh khu chờ, bay theo hình quả nang có cạnh S = 1,8 km. Nếu có lệnh giảm cao độ và hạ cánh, phi công sửa hướng theo hướng con tàu ± 30°, và báo cáo về tàu hướng bay của mình, độ cao và tốc độ của máy bay. Giảm cao độ tiếp, phi công báo cáo việc đã vượt qua điểm cách 3,7 km so với con tàu. Xuống đến độ cao 90 m, phi công báo cáo hướng, độ cao, tốc độ và lượng nhiên liệu còn lại. Sau đó, sau khi nhìn thấy con tàu, phi công sẽ báo cáo: "Tôi nhìn thấy tàu rồi" và tiến hành hạ cánh.

(http://scilib-avia.narod.ru/Pavlenko1/images/306_2.gif)
Рис. 5.2. Посадка вертолета на корабль с помощью приводной радиостанции

Hình 5.2. Trực thăng hạ cánh xuống tàu nhờ đài vô tuyến hướng dẫn

Hạ cánh trực thăng trên tàu nhờ trợ giúp của đài vô tuyến dẫn đường được trình bày trên hình 5.2. Theo góc phương vị tới đài vô tuyến dẫn đường mà phi công bay đến tàu, vượt qua nó, trực thăng vòng lại (vòng trái, vòng phải) và tiến vào hướng tàu, theo đó cần 1 phút.

Sau đó, nó vòng trái và bay trở lại trạm vô tuyến hướng dẫn. Tiếp đó nó ngoặt phải đi vào đúng hướng con tàu, hạ độ cao và thực hiện hạ cánh.

Nếu trên tàu không có đài vô tuyến dẫn đường, việc hạ cánh có thể được thực hiện bằng radar. Điều hành viên radar, thông báo cho phi công cự ly và phương vị, dẫn trực thăng vào khu vực góc hướng 130 ... 210° ở phía đuôi tàu. Đồng thời độ cao bay của trực thăng là 150 m và khoảng cách 5,5 km. Sau nữa, trực thăng hạ đến độ cao 90 m và ở khoảng cách 900 m được quyết định cho hạ cánh hoặc thoát ly sang vòng lượn thứ hai.
.........

(tiếp)

5.3. Đảm bảo an toàn bay cho các máy bay trên hạm của ngành tác chiến hàng không hải quân

Sự sẵn sàng chiến đấu của tàu sân bay trên nhiều mặt chủ yếu phụ thuộc vào hoạt động của đội ngũ quân nhân của các phân đội khác nhau, bao gồm cả ngành tác chiến hàng không (Boevaya Chast), đảm bảo việc cất cánh và hạ cánh của máy bay và các hoạt động chuẩn bị liên quan. Trong ngành tác chiến hàng không phụ thuộc vào loại tàu, có thể biên chế đến 550-650 người. Hoạt động của ngành, cũng như người chỉ huy cất cánh và hạ cánh máy bay (sĩ quan phi công) hoặc cấp phó của anh ta từ vị trí đài chỉ huy và kiểm soát bố trí ở phần trên đảo cấu trúc thượng tầng của tàu sân bay (hình 5.3). Nhịp độ cất cánh của các máy bay đi làm nhiệm vụ và quá trình hạ cánh của chúng, như {307} báo chí Mỹ cho biết, hoàn toàn phụ thuộc vào công tác chính xác và phối hợp tốt của đội ngũ nhân viên ngành tác chiến hàng không. Nó là một trong ba ngành tác chiến của tàu sân bay, có sự tham gia bảo trì kỹ thuật và sửa chữa khí tài hàng không, và bao gồm bốn tiểu đoàn (V-1, V-2, V-3 và V-4).

Tiểu đoàn thứ nhất (V-1) thực hiện kéo (di chuyển) máy bay trên boong tàu tới máy phóng, cũng như sắp xếp và cố định chúng tại các chỗ đậu tạm trên sàn đáp. Lãnh đạo nó là người tiểu đoàn trưởng.

(http://scilib-avia.narod.ru/Pavlenko1/images/307.gif)
Рис. 5.3. Командно-диспетчерский пост, расположенный в верхней части островной надстройки корабля

Hình 5.3. Trạm chỉ huy-kiểm soát không lưu, bố trí trên tầng thượng đảo cấu trúc thượng tầng của tàu sân bay

Trước các chuyến bay các quân nhân của tiểu đoàn kiểm tra độ tin cậy của liên kết giữ máy bay và sự có mặt các ổ hãm, sự phù hợp của công tác bố trí máy bay cho các phi vụ kế tiếp (theo bảng kế hoạch), sự có mặt và tính sẵn sàng hoạt động của thiết bị chữa cháy. Sau khi kiểm tra cẩn thận các thiết bị, toàn bộ quân nhân viên của tiểu đoàn, cũng như đội ngũ kỹ thuật viên phi đoàn, vừa chỉ huy bằng các hướng dẫn, vừa bắt tay vào kiểm tra sàn bay để loại bỏ các đối tượng ngoại lai có thể rơi vào cửa hút khí của động cơ và vô hiệu hóa chúng.

Tiểu đoàn trưởng chịu trách nhiệm việc di chuyển máy bay trên sàn bay, lập tiến độ di chuyển cho chúng phù hợp với bảng kế hoạch bay. Chúng được người điều vận viên phân phối, người điều vận viên đó bắt buộc phải biết chính xác trình tự kéo máy bay ra từ khu vực đỗ và phân phối chúng tới máy phóng. Các điều vận viên có các trợ lý, họ sẽ nối các xe kéo với máy bay, tham gia thao tác cố định, cung ứng và tháo dỡ các ụ chắn.

Giai đoạn máy bay hạ cánh trên tàu sân bay được các chuyên gia quân sự Mỹ coi là giai đoạn khó khăn nhất và trách nhiệm nặng nhất trong các chuyến bay. Vì vậy, tới lúc bắt đầu quá trình hạ cánh đội ngũ quân nhân viên của tiểu đoàn sẽ chuyển lên sàn hangar và vào sẵn các vị trí để tiếp thu máy bay. Các nhóm nhân viên cứu hỏa và cứu hộ cũng sẵn sàng trên vị trí làm việc của họ.

http://www.youtube.com/watch?v=yO2KN9noIkc

Thường quá trình hạ cánh xuống sàn đáp của diễn ra với gián cách thời gian như sau: 40-60 giây về ban ngày, còn ban đêm - 60-90 giây. Sau khi hãm máy bay bằng máy hãm, nhân viên có nhiệm vụ được chỉ định đặc biệt của tiểu đoàn ("các nhân viên móc cáp") chạy đến chỗ máy bay và tháo móc hạ cánh (hook) khỏi sợi cáp của máy hãm. Sau đó phi công gập consol cánh lại, tuân theo tín hiệu của điều vận viên lập tức lăn máy bay sang phải ra sau tuyến an ninh, dành chỗ cho {308} máy bay tiếp theo hạ cánh. Nếu máy bay có hư hại gì đó, ngay lập tức người ta sẽ kéo nó đến bàn vận thăng và hạ xuống đưa vào nhà chứa máy bay (trên boong chứa máy bay). Khi tái chuẩn bị máy bay cho chuyến bay kế tiếp, người kỹ thuật viên máy bay với sự giúp đỡ của đội ngũ quân nhân viên tiểu đoàn sẽ tổ chức củng cố cho nó, cũng như tiếp nhiên liệu và treo vũ khí vào hệ thống giá treo.

Tiểu đoàn thứ hai (V-2) quản lý vận hành các máy phóng hơi nước, máy hãm hạ cánh, các rào chắn khẩn cấp, hệ thống chiếu sáng hạ cánh và hệ thống truyền hình kiểm soát máy bay cất-hạ cánh. Theo số liệu báo chí Mỹ, nó bao gồm các ban máy phóng và máy hãm, quân số 130 lính và hạ sĩ quan, năm sĩ quan. Đội ngũ quân nhân viên của ban hàng ngày kiểm tra, sửa chữa và hiệu chỉnh tất cả các trang thiết bị cất-hạ cánh.

http://www.youtube.com/watch?v=LNmN6fbMnWM

Hiện nay trên các tàu sân bay thuộc biên chế chiến đấu của Hải quân Mỹ, người ta lắp bốn máy phóng. Mỗi máy có một nhóm phục vụ 15-17 người. Một phần họ làm việc trên boong bay, một phần khác - dưới boong bay. Đứng đầu hai nhóm này là một sĩ quan. Anh ta chịu trách nhiệm cho máy bay cất cánh từ hai máy phóng. Trong thời gian các máy bay cất cánh viên sĩ quan ở trên mặt boong giữa các máy phóng và sau khi đảm bảo rằng máy bay đã vào vị trí đúng cách và đã gắn chặt trên máy phóng, đích thân anh ta phát tín hiệu cho máy hoạt động.

Trước khi cất cánh từ máy phóng, áp suất hơi phải phù hợp chính xác với trọng lượng cất cánh của máy bay. Để làm việc này, người ta phân nhiệm đặc biệt cho một thủy thủ ban máy phóng, sau khi máy bay đã được gắn trên máy phóng, anh ta sẽ bật sáng trên một tấm bảng đặc biệt số sườn của máy bay và trọng lượng cất cánh chính xác của nó. Sau khi phi công xác nhận tính đúng đắn của các dữ liệu trên, viên sĩ quan sẽ ra lệnh cho vận hành viên thiết lập áp suất hơi phù hợp tương ứng trong xi lanh máy phóng.
..........

(tiếp)

Thủ tục này được thiết lập cho tất cả các tàu sân bay, trừ lớp "Nimitz» (CVN 68, 69, 70). Tại lớp tàu sân bay đó, người sĩ quan ở trên vị trí chỉ huy hợp nhất các máy phóng, bố trí dưới boong bay và có một vỉ quan sát trong suốt nhô lên trên boong bay 45 cm. Người thủy thủ đứng trên boong bay giữa các tấm chắn luồng xả động cơ phản lực, từ đó nhìn rõ cả hai máy bay đã được gắn trên máy phóng.

Trên ngực anh ta treo một bảng đặc biệt, trên bảng đó anh ta tự thiết lập bằng tay giá trị trọng lượng cất cánh, loại và số sườn máy bay dưới dạng các chữ số phát sáng rực rỡ. Sau đó, anh ta nhận được từ viên phi công sự xác nhận tính đúng đắn của dữ liệu đó và bằng cách nhấn nút đưa chúng tới vị trí chỉ huy {309} máy phóng. Viên sĩ quan sẽ kiểm tra tính hợp lệ của các dữ liệu trên và nhấn nút Start. Khi quá trình cất cánh của máy bay kết thúc, vỉ che quan sát trong suốt sẽ được hạ xuống dưới boong, còn lỗ khoét sẽ được đậy chặt kín bằng một tấm van thép. Một trong những trạm chỉ huy hợp nhất máy phóng như vậy trên tàu sân bay kiểu "Nimitz" nằm ở phía mũi tàu, và trạm kia - trên cầu điều hướng của boong mạn trái ở phía vuông góc với đảo cấu trúc thượng tầng.

http://www.youtube.com/watch?v=RcWXmexPdFM

Đánh giá theo tài liệu Mỹ, đội ngũ quân nhân viên, chịu trách nhiệm lắp đặt máy bay trên máy phóng, đang thực hiện một loại công việc phức tạp, tốn nhiều công sức và cực kỳ quan trọng. Máy bay các loại được gắn với thoi máy phóng bằng cách sau: một loại (ví dụ, "Phantom", "Skyhawk") nhờ vòng bridel (bó cáp thép nặng 80 ... 130 kg, được gắn kết bởi ít nhất năm người), những loại máy bay khác (chẳng hạn như "Intruder" "Corsaire", "Viking", "Hawkeye", "Tomcat", "Hornet") thông qua cáp kéo mũi của trụ càng trước, bố trí trực tiếp trong khe chuyên dụng trên thoi phóng.

Phi công theo tín hiệu của điều vận viên cho máy bay lăn bánh ra máy phóng, và trụ càng trước tự động được hãm lại trên thoi phóng. Điều này làm giảm đáng kể thời gian chuẩn bị cho việc phóng máy bay và tạo khả năng giải phóng một số người khỏi kíp phục vụ.

http://www.youtube.com/watch?v=4L-ZU_baVas

Thuộc trách nhiệm đội ngũ quân nhân ban máy phóng còn công việc nâng và hạ các tấm phản xạ luồng khí thải phản lực trước mỗi khi máy bay cất cánh.

Báo chí Mỹ cho biết, trong tương lai sau khi tự động hóa quá trình phóng, toàn bộ nhân viên có thể không cần ở boong trên và làm giảm đáng kể thời gian phóng máy bay vào chuyến bay.

Ban máy hãm (khoảng 30 người dưới sự chỉ huy của một sĩ quan) đảm bảo công đoạn hạ cánh của máy bay trên boong chéo góc tàu sân bay. Ban này phục vụ máy hãm, giữ cho hàng rào chắn khẩn cấp, bằng sợi nylon, luôn ở trạng thái sẵn sàng và sử dụng được đối với việc chụp bắt chiếc máy bay không thể thực hiện cuộc hạ cánh bình thường nhờ sự trợ giúp của máy hãm cáp.

Báo chí nước ngoài cho biết rằng ban máy hãm khi phối hợp hoạt động với đội ngũ kỹ thuật của phi đội trong 2 phút có thể đưa rào chắn khẩn cấp vào trạng thái sẵn sàng cho cuộc hạ cánh của một chiếc máy bay không còn đủ nhiên liệu hoặc bị hư sát-xi hoặc móc hãm, cũng như {310} trong trường hợp phi công có cảm giác tồi, không có khả năng thực hiện cuộc hạ cánh bình thường.

Một phần của ban này làm việc trên boong bay và thường xuyên kiểm tra độ mòn của cáp thép máy hãm, bôi trơn và duy trì sự kiểm soát chặt chẽ tính liên tục của công việc của chúng và thay thế đồ mới khi cần thiết. Hai người thuộc ban, trong thời gian các chuyến bay diễn ra, ở trên trạm chỉ huy-điều phối không lưu và thông báo bằng điện thoại cho điều hành viên máy hãm cáp về loại máy bay đang tiếp cận hạ cánh, cũng như khối lượng hạ cánh của nó để tạo ra sức căng đúng đắn cho các dây cáp thép của máy hãm cáp. Các dữ liệu trên được truyền tới vị trí chỉ huy hệ thống chiếu sáng hạ cánh để thiết lập góc cần thiết của tuyến đáp liệng. Tám người thuộc ban máy hãm sẽ ghi vào băng từ tất cả các cuộc cất cánh và hạ cánh để sau đó phân tích các chuyến bay và điều tra tai nạn. Thuộc quyền của họ có năm camera và hai máy ghi-phát hình từ tính.
Các nhân viên của ban này cũng vận hành các radar, nhờ chúng mà họ đo được tốc độ đối với tàu sân bay của máy bay đang tiếp cận hạ cánh.

http://www.youtube.com/watch?v=K33zBBEmJnQ

Tiểu đoàn thứ ba (V-3) đảm bảo hạ (nâng) máy bay vào boong (bay) hangar, kéo và cố định chúng ở bãi đậu. Nhân viên của ban cũng chịu trách nhiệm về an toàn chống cháy nổ trong nhà chứa máy bay, chuẩn bị boong chứa máy bay để tiếp nhận dự trữ đạn dược trên đường, khi cần thiết thì tiến hành hoán đổi máy bay và các trang bị hỗ trợ khác nhau.

Tiểu đoàn thứ tư (V-4) chịu trách nhiệm tiếp nhiên liệu và dầu mỡ cho máy bay, cũng như cho các téc nhiên liệu, các trạm nạp (bố trí trên các boong bay và boong chứa máy bay), và các thiết bị khác. Việc tiếp nhiên liệu được thực hiện khá nhanh chóng do có nhiều điểm tiếp nhiên liệu, cũng như tiếp bổ sung nhiên liệu khi động cơ đang chạy. Đội ngũ quân-nhân viên (lên đến 100 người, chỉ huy - một sĩ quan) không chỉ tiếp nhiên liệu cho máy bay, mà còn cho các tàu hộ tống của nhóm tàu sân bay.
.........

(tiếp)

5.4. Bảo dưỡng kỹ thuật và sửa chữa máy bay trên các tàu sân bay

Từ năm 1959 nhằm mục đích đảm bảo SSCD cao cho các máy bay, trong LL Hải quân người ta đã soạn thảo và đưa vào hoạt động chương trình bảo dưỡng kỹ thuật máy bay trên hạm tàu NAMP. Nội dung chủ yếu của chương trình là bảo dưỡng tổng thể {311}và sửa chữa khí tài hàng không, đảm bảo SSCD cao và giảm số lượng các sự cố bay.

Chương trình trong mỗi trường hợp sẽ xác định loại hình sửa chữa, cho phép đồng thời tăng mức độ sẵn sàng kỹ thuật của máy bay và tính hiệu quả trong sử dụng các nguồn lực cả về con người và vật chất. Nó dự trù việc lập kế hoạch chặt chẽ, lựa chọn những cách thức tối ưu nhất để tiến hành kiểm tra thiết bị và bảo trì chúng, phương pháp và quy trình thu thập, phân tích và áp dụng vào thực tế các kinh nghiệm khai thác. Vai trò chức năng và trách nhiệm của các phân đội bảo trì thuộc các phi đội các không đoàn được mở rộng đáng kể. Sự xuất hiện các máy bay mới, sự nâng cao yêu cầu đối với bảo trì kỹ thuật, phát triển các nguyên tắc mới bắt nó phải định kỳ cập nhật chương trình.

Chương trình NAMP dự kiến thực hiện công tác bảo trì kỹ thuật, sửa chữa các khí tài thiết bị hàng không chia thành ba phạm trù.

Hạng mục thứ nhất - kiểm tra bảo dưỡng và sửa chữa phòng ngừa-theo kế hoạch. Công việc được thực hiện trong nhà chứa máy bay. Thông thường, điều này bao gồm việc kiểm tra kỹ thuật (trước chuyến bay và sau chuyến bay, định kỳ, đặc biệt và tổng quát) và thực hiện bảo dưỡng định kỳ theo quy trình, trong quá trình đó sẽ thay thế một số bộ phận nhỏ riêng biệt và các bộ phận đầu mối khác nhau, đã bị khiếm khuyết hoặc hết hạn sử dụng.

Hạng mục thứ hai - bảo trì kỹ thuật và sửa chữa. Thực hiện trong các xưởng sửa chữa trên tàu sân bay bao gồm việc tháo bỏ khỏi máy bay các thiết bị, sửa chữa chúng hay thay thế các bộ phận bị mòn hoặc bị hư hỏng và các linh kiện, trong trường hợp đặc biệt thì chế tạo các phụ tùng còn thiếu, điều chỉnh và thử nghiệm các hệ thống của máy bay sau khi chúng được sửa chữa, thử nghiệm các thiết bị phụ trợ.

Hai phạm trù đầu tiên của bảo trì kỹ thuật và sửa chữa chiếm đến 85% toàn bộ các ngân quỹ chi tiêu cho việc bảo quản giữ gìn cho các máy bay hải quân biên chế trên hạm luôn ở trong tình trạng tốt.

Hạng mục thứ ba - sửa chữa trong nhà máy được thực hiện bởi xí nghiệp sửa chữa hàng không của căn cứ không quân Hải quân và hiếm hơn nhưng đôi khi - bởi các công ty tư nhân. Đến đây người ta sẽ xử lý các bộ phận và cụm máy tổng thành mà không thể sửa chữa được trên tàu sân bay do ở đó thiếu các cơ sở kỹ thuật cần thiết.

Năm 1965, Bộ Tư lệnh Hải quân (Mỹ) bắt đầu áp dụng một hệ thống tiêu chuẩn hóa trong bảo trì kỹ thuật và sửa chữa máy bay, có các hệ thống con thu thập dữ liệu về đảm bảo kỹ thuật-vật chất, có thống kê chi phí lao động cho {312} công tác bảo trì kỹ thuật và sửa chữa khí tài. Hệ thống này dự kiến áp dụng các tiêu chuẩn xác định trong sử dụng đội ngũ nhân viên kỹ thuật, chuyên bảo trì kỹ thuật và sửa chữa máy bay. Người ta đã thiết lập công thức 40-40-20, theo đó trong tổng số giờ công lao động để bảo trì và sửa chữa một số lượng nhất định máy bay, có 40% được dành cho việc bảo dưỡng trực tiếp và sửa chữa thiết bị, 40% - giám sát công việc và kiểm tra chất lượng công việc, 20% còn lại - cho các hao phí phi sản xuất (huấn luyện và đào tạo, nghỉ phép, ốm đau, các tổn thất do các hành động vô kỷ luật và những vấn đề khác). Nếu các số liệu báo cáo cho thấy sự vi phạm công thức trên, bộ chỉ huy cần có ngay biện pháp khắc phục sự mất cân bằng xảy ra trong vấn đề hao phí lao động.
.......

(tiếp)

Bản chất của công việc sửa chữa tiến hành trên tàu sân bay, có thể được đánh giá qua việc bảo trì kỹ thuật và sửa chữa động cơ máy bay. Các chuyên gia kiểm tra động cơ và các hệ thống của chúng, độ kín khít của hệ thống nhiên liệu và các máy bơm, tiến hành các công tác sửa chữa cần thiết cho các bộ phận và linh kiện riêng lẻ. Sau khi bảo trì và sửa chữa động cơ sẽ tiến hành các thử nghiệm kiểm tra (khoảng 40 phút) trên các giá chuyên dụng. Khi kết quả kiểm tra thử nghiệm là tích cực, động cơ sẽ được làm mát và chuyển vào hangar để lắp lên máy bay.

Tiêu tốn hao phí lao động cho công tác thử nghiệm kiểm tra và lắp đặt động cơ mới là khoảng 100 giờ công lao động, tiêu tốn cho công tác sửa chữa động cơ có tháo gỡ các cụm chi tiết chính và các thử nghiệm trên giá chuyên dụng tiếp theo là 300-400 giờ công lao động. Công việc này chỉ được thực hiện trong các xưởng sửa chữa của tàu sân bay. Động cơ được kiểm tra mỗi lượt sau 200 giờ bay.

Bảo trì kỹ thuật và sửa chữa thiết bị hàng không trên tàu sân bay thực hiện bằng các lực lượng và phương tiện của các nhóm bảo trì đặc biệt thuộc biên chế các phi đội thuộc không đoàn máy bay trên tàu sân bay, cũng như bởi các ngành tác chiến trên tàu sân bay (ngành bảo dưỡng kỹ thuật và sửa chữa khí tài, vũ khí và trang thiết bị hàng không). Ngoài ra, trên tàu sân bay còn có ngành cung cấp riêng.

Các nhóm bảo trì kỹ thuật và sửa chữa (hình 5.4) sẽ thực hiện kiểm tra phòng ngừa-theo kế hoạch, bảo dưỡng kỹ thuật và sửa chữa máy bay (phạm trù thứ nhất). Một phần lớn đội ngũ nhân viên của không đoàn, có biên chế đến 3.300 người, nằm trong quân số các nhóm này. {313}

(http://scilib-avia.narod.ru/Pavlenko1/images/314.gif)
Рис. 5.4. Группы технического обслуживания и ремонта корабельных самолетов

Hình 5.4. Các nhóm bảo dưỡng kỹ thuật và sửa chữa máy bay hải quân trên hạm

Ngành tác chiến của tàu sân bay chịu trách nhiệm bảo trì kỹ thuật và sửa chữa khí tài hàng không (ngành sửa chữa máy bay) sẽ thực hiện công việc trong các tàu công binh xưởng (phạm trù thứ hai). Trong thành phần của nó bao gồm các tiểu đoàn sửa chữa khung vỏ máy bay và động cơ, các trang thiết bị đặc biệt, kiểm soát quá trình và chất lượng công tác sửa chữa.

Thuộc thẩm quyền của ngành có 10 xưởng sửa chữa và phòng thí nghiệm. Trong số đó, các xưởng sửa chữa động cơ có các giá chuyên dụng cần thiết để thử nghiệm khung vỏ máy bay, các thiết bị thủy lực và khí nén, các khung gầm, các trang thiết bị điện tử, vũ khí, các cụm ắc-quy, thiết bị cứu hộ, lưu hóa lớp phủ bánh xe của máy bay, cũng như các máy móc để sửa chữa các thiết bị hỗ trợ.

Có sự gia tăng đáng kể trong kích thước các phòng dành cho việc bảo trì và sửa chữa máy bay. Trong những năm 50-60 (của thế kỷ 20), chúng đã tăng lên gần gấp đôi, trên các tàu sân bay được đóng mới vào những năm 60, tổng diện tích các phòng đó là 3.400-4.000 m2. Hầu hết nhân viên của ngành tác chiến này là các kỹ thuật viên, các kỹ sư cơ khí thuộc các phi đội của không đoàn, tạm thời biên chế về ngành tác chiến trên tàu sân bay theo ngành nghề của mình, và làm việc dưới sự hướng dẫn của các chuyên gia của ngành. Ngoài ra, còn có những chuyên gia thống kê các chuyến bay và các lần hỏng hóc thiết bị, họ giám sát việc thực hiện {314} lịch trình bảo dưỡng kỹ thuật và sửa chữa của chúng, lập báo cáo về việc thực hiện kế hoạch bảo trì và sửa chữa. Trách nhiệm của họ còn bao gồm việc thống kê hoạt động khai thác, tham gia các phi vụ và quá trình tiến hành sửa chữa máy bay. Để nâng cao chất lượng sửa chữa, trên các tàu sân bay còn có sự hiện diện trong nhiều năm của đại diện công ty sản xuất máy bay, họ làm việc trong các phòng thí nghiệm và các xưởng sửa chữa của tàu sân bay, và thuộc quân số ngành tác chiến sửa chữa khí tài hàng không.

Ngành tác chiến phụ trách vũ khí trên tàu sân bay. Các tiểu đoàn của ngành tác chiến này sẽ hỗ trợ các nhóm bảo trì kỹ thuật, lắp vũ khí và đạn dược của phi đội trong việc sửa chữa các loại vũ khí biên chế trên máy bay.

Ngành tác chiến hàng không của tàu sân bay đảm bảo việc cất cánh, hạ cánh, kéo máy bay ra boong bay và vào boong chứa máy bay, bố trí phân tán chúng và cố định chúng tại nơi đậu máy bay. Biên chế ngành có khoảng 550-650 người (tùy lớp tàu sân bay), hiện tại ngành chia thành năm tiểu đoàn.

Tiểu đoàn thứ nhất (V-1) thực hiện lai dắt (di chuyển) máy bay trên boong bay tới các máy phóng, cũng như phân tán và cố định máy bay tại các vị trí đỗ trên boong bay. Các nhân viên của tiểu đoàn sẽ kiểm tra boong bay trước các chuyến bay và quét sạch khỏi boong bay các dị vật nhỏ (các búi dây, móc thép, bu lông, vv), và khi tiếp nhận thực phẩm và đạn dược cung cấp cho tàu sân bay thì họ tham gia vào các công việc này.

Tiểu đoàn thứ hai (V-2) phục vụ máy phóng, máy hãm xả đà hạ cánh, hệ thống hạ cánh quang học và các thiết bị khác cần thiết cho việc cất cánh và hạ cánh máy bay, bao gồm cả phương tiện cấp hơi tới các xi lanh máy phóng.

Tiểu đoàn thứ ba (V-3) đảm bảo hạ (nâng) máy bay xuống boong hangar hoặc lên boong bay, kéo dắt và cố định chúng ở bãi đậu. Các nhân viên của tiểu đoàn chịu trách nhiệm về an toàn chống cháy nổ trong nhà chứa máy bay, chuẩn bị boong chứa máy bay để tiếp nhận dự trữ đạn dược trên hành trình, tiến hành, trong trường hợp cần thiết, hoán đổi máy bay và các trang bị hỗ trợ khác nhau.

Tiểu đoàn thứ tư (V-4) có trách nhiệm tiếp nhiên liệu và dầu mỡ cho máy bay, cũng như cho các stec nhiên liệu và các trạm bơm dầu mỡ nhiên liệu bố trí trên boong bay và boong chứa máy bay. Chẳng hạn, trên tàu sân bay "Enterprise", 145 stec chính và 16 stec tiêu thụ có tổng dung tích chứa 9500 m3. Được biết rằng trên tàu sân bay này, trong một ngày bay, lượng tiêu thụ nhiên liệu hàng không là 600 tấn. Trên tàu sân bay {315} "Ranger" việc tiếp nhiên liệu cho 31 máy bay mất khoảng gần 40 phút.

Tiểu đoàn thứ năm - tiểu đoàn vũ khí hàng không (V-5).

Ngành cung cấp của tàu sân bay thực hiện đảm bảo cung ứng vật chất cho công tác bảo trì kỹ thuật và sửa chữa máy bay thuộc phạm trù thứ nhất và thứ hai. Ngành này có các kho chuyên dụng theo các dạng trang thiết bị riêng biệt và ba trung tâm: thống kê đơn hàng xin cấp phụ tùng, vận chuyển phụ tùng từ kho đến nơi bảo dưỡng máy bay, tự động hóa xử lý dữ liệu về công tác đảm bảo vật chất-kỹ thuật. Tại trung tâm sau cùng, người ta sử dụng MTĐT để tìm kiếm và cung cấp phụ tùng thay thế cho máy bay trong khung thời gian giói hạn. Các phụ tùng có tầm quan trọng bậc nhất có thể được trình lên trong vòng 1 giờ đồng hồ.

Ngành cung cấp cùng với bộ chỉ huy không đoàn và ngành tác chiến sửa chữa máy bay sẽ tính toán kế hoạch sử dụng con tàu và không đoàn, độ tin cậy của thiết bị, thời gian làm việc không hỏng hóc của nó, mà xác định số lượng cần thiết của các loại phụ tùng trong các kho của tàu sân bay. Đồng thời người ta cũng tính đến các dữ liệu từ các hệ thống con thu thập dữ liệu về công tác đảm bảo vật chất-kỹ thuật cho hệ thống bảo trì và sửa chữa máy bay. Giải pháp cho vấn đề này, theo các chuyên gia hải quân, gặp nhiều khó khăn đáng kể vì danh mục phụ tùng thay thế cần thiết cho máy bay đóng căn cứ trên các tàu sân bay là hơn 50 nghìn loại, ngoài ra, chúng còn phải được cung cấp kịp thời.

Quá trình nhận phụ tùng thay thế và gìn giữ bảo quản chúng liên tục được cải thiện. Người ta tiến hành phân bố lại chúng từ nhiều kho nằm ở các phòng khác nhau trên tàu sân bay, thu về một số ít các nhà kho nằm gần các xưởng sửa chữa. Tuy nhiên, diện tích để bố trí các trung tâm và các kho cung cấp vẫn liên tục tăng lên. Chúng đặc biệt phát triển mạnh từ giữa những năm 196x, khi người ta quyết định tăng khối lượng công việc sửa chữa được thực hiện trực tiếp trên các tàu sân bay.

Trên một tàu sân bay người ta giành sự quan tâm lớn đến công tác tổ chức bảo trì kỹ thuật và sửa chữa máy bay và lập kế hoạch cho chúng.

Chẳng hạn, trên tàu có trung tâm lập kế hoạch bảo dưỡng kỹ thuật máy bay với cả một văn phòng, {316} trung tâm bảo trì của phi đội và không đoàn với văn phòng đảm bảo vật chất-kỹ thuật.

Báo chí Mỹ đưa tin, việc thực hiện chính xác rõ ràng các kế hoạch bảo trì và sửa chữa máy bay phù hợp với hướng dẫn khai thác, sự đáp ứng kịp thời các nhu cầu về phụ tùng thay thế và vật chất tiêu hao, sự tương tác chặt chẽ giữa các kíp thuyền viên của tàu và đội ngũ nhân viên không đoàn sẽ đảm bảo khả năng thực sự hoạt động tin cậy cho tất cả các hệ thống trên máy bay khi chúng thực hiện nhiệm vụ chiến đấu của mình.
.........

(tiếp theo và hết)

Những vấn đề này đã được hoàn thiện trong hai năm 1971-1973 trên tàu sân bay "Enterprise". Bộ chỉ huy không đoàn nhấn mạnh rằng trên nhiều máy bay, thậm chí đang bay thực hành nhiệm vụ chiến đấu, các hệ thống giải quyết nhiệm vụ đặt ra cho máy bay trong chuyến bay này không phải đã hoàn toàn có khả năng làm việc đầy đủ. Do đó, các phi công mất niềm tin vào hoạt động của một số hệ thống, các chuyên gia về bảo trì và sửa chữa đã mất kỹ năng chuẩn bị các hệ thống đó phục vụ cho chuyến bay. Kết quả là, máy bay đa năng đắt tiền, được thiết kế chế tạo để thực hiện một loạt các nhiệm vụ, trên thực tế được sử dụng cho một mục đích hẹp hơn, mà một máy bay tương đối rẻ thế hệ trước sẽ đảm bảo được. Đã có ý kiến cho rằng mặc dù các máy bay hiện đại và rất phức tạp về cấu trúc, cần phải chuẩn bị cho chúng một cách tổng thể để bay trong bất kỳ điều kiện chiến đấu khó khăn nào và chỉ cho phép bay khi tất cả các trang thiết bị đều hoạt động tốt.

(http://upload.wikimedia.org/wikipedia/commons/8/86/Aircraft_burning_on_USS_Enterprise_%28CVN-65%29.jpg)
Hỏa hoạn trong chiến tranh Việt Nam, trên tàu sân bay Enterprise CVN-65, ngoài khơi Hawaii ngày 14 tháng 1 năm 1969, do nổ đạn rocket Zuni dưới cánh một chiếc F-4J Phantom II. Tàu đang trên đường triển khai kế hoạch "WestPac" tới vịnh Bắc Bộ.

Để tạo thuận lợi và cải thiện công tác bảo trì-sửa chữa người ta đã áp dụng hệ thống kiểm tra tự động và phát hiện sự cố của các hệ thống điện tử, vũ khí của máy bay trên hạm và tên lửa, mà việc sử dụng chúng không đòi hỏi nhân viên có trình độ cao, loại bỏ các lỗi trong quá trình kiểm tra, giảm thời gian tiêu tốn cho chúng, và cho phép trên một mức độ lớn, giảm bớt số lượng các chuyên gia. Trong 15 năm qua, Hải quân Mỹ đã chi hơn 750 triệu USD để xây dựng các hệ thống này.

Một trong những hệ thống đó là hệ thống VAST kiểm tra thiết bị điện tử hàng không của các máy bay F-14A, E-2C, S-3A, A-7E và các máy bay khác. Hệ số sẵn sàng phục vụ của nó vượt trên 80%. Vào cuối năm 1976, trong Hải quân Mỹ đã có hơn 80 hệ thống (trong số 88 hệ thống được đặt hàng) VAST, lắp đặt trên bảy tàu sân bay và căn cứ không quân trên bờ, tại những nơi đó chúng được khai thác với tần suất rất cao (đến 20 giờ mỗi ngày đêm). Để phát triển và mua sắm chúng người ta đã chi tới thời điểm này khoảng 450 triệu {317} USD. Nhờ sự áp dụng hệ thống trong lực lượng Hải quân (dựa trên tính toán 20 năm khai thác trên 12 tàu sân bay và 11 căn cứ không quân ven biển), người ta dự kiến tiết kiệm được hơn $ 1,4 tỷ. Điều này được thực hiện bằng cách giảm diện tích các phòng dành cho bảo dưỡng máy bay và số lượng nhân viên (hơn bốn lần), giảm số lượng thiết bị được sử dụng và các chi phí cho phụ tùng thay thế. Ví dụ, để bảo dưỡng các thiết bị điện tử trên các máy bay F-14A, E 2-C và S-3A nhờ sử dụng bốn hệ thống VAST, chỉ cần 34 người và khi sử dụng các thiết bị thông thường - 138 người.

Một hệ thống khác là BACE được thiết kế để kiểm tra các thiết bị dẫn đường trên máy bay, tác chiến điện tử và điều khiển bay tự động của các máy bay A-6 "Intruder", A-5C "Vigilante" và các máy bay khác.

Các chuyên gia Mỹ cho rằng việc tăng khả năng thích hợp cho sửa chữa và độ tin cậy của các máy bay trên tàu sân bay còn là một hướng khác để giải quyết các vấn đề về bảo trì kỹ thuật và sửa chữa chúng. Ví dụ, máy bay F-14A cung cấp sự dễ dàng truy cập vào tất cả các hệ thống của nó, các cửa nắp và cửa ra vào, được thiết kế để kiểm tra, được mở ra nhờ một công cụ tiêu chuẩn hóa, vị trí bảo trì của hệ thống được đánh dấu rõ ràng, động cơ có khả năng lắp lẫn cho nhau và có thể được thay thế trong một thời gian tương đối ngắn. Hệ thống được xây dựng để kiểm tra các chức năng của các thiết bị điện tử sẽ tự động giám sát các hệ thống của máy bay và vũ khí. Ở loại máy bay F-18 "Hornet" yêu cầu của hàng không hải quân là độ tin cậy, tính dễ bảo trì và sự đơn giản trong bảo dưỡng kỹ thuật bao gồm trong các đặc tính được bảo đảm. Ví dụ, thời gian bay bình quân không hỏng hóc là 3,7 giờ, và chi phí lao động cho 1 giờ bay là 18 giờ. Những chỉ số này tốt hơn 1,5-2 lần so với hệ thống trang bị trên các máy bay A-7E và F-4J. Hệ thống đảm bảo cho ba chuyên gia chuẩn bị máy bay cho chuyến bay tiếp theo trong vòng 15 phút, còn để thay thế động cơ bởi bốn nhân viên kỹ thuật thì đòi hỏi 41 phút.

Theo các chuyên gia Hải quân, có ý nghĩa còn là cả những yếu tố quan trọng cấp hai như sự sẵn có của các thiết bị phụ trợ di động dùng cho bảo dưỡng máy bay, hình thức đồng phục của các chuyên gia ngành hàng không và ngành bảo trì kỹ thuật và sửa chữa, vv. Chẳng hạn, trên tàu sân bay "Saratoga" người ta sử dụng: 18 máy kéo-đầu kéo, bảy máy nén cao áp di động, chín xe kích thủy lực bánh lốp, bảy xe kéo di động mang các thùng chứa oxy lỏng, {318} 16 xe di động để vận chuyển động cơ máy bay và các loại hàng hóa cồng kềnh khác, hai xe nâng hàng sức nâng 6,8 tấn và tám xe nâng sức nâng 2,7 tấn. Các thiết bị này được sơn màu vàng.

Các nhân viên của mỗi tiểu đoàn ngành tác chiến hàng không trong thời gian trực sẽ mặc đồng phục có màu sắc đặc biệt in các hình biểu tượng trên ngực và lưng: tiểu đoàn 1 - mũ bảo hiểm và áo khoác đều màu xanh lam, tiểu đoàn 2 - màu xanh lá cây, tiểu đoàn 3 - áo khoác màu xanh lam, mũ bảo hiểm màu trắng, tiểu đoàn 4 và 5 - màu huyết dụ.

Và các phù hiệu biểu trưng cũng khác nhau: các chuyên gia của tiểu đoàn 1 trên áo khoác mặt trước và phía sau có in số cá nhân, tại tiểu đoàn 2 thì các nhân viên phục vụ mãy hãm xả đà hạ cánh trên lưng áo phía sau - là chữ cái A, với các nhân viên phục vụ máy phóng - chữ C, ở tiểu đoàn 3 thì mặt trước áo và đằng sau áo có dòng chữ "điều hành viên thang nâng", ở tiểu đoàn thứ 4 trên áo phía sau - chữ cái G.

Các nhân viên của các nhóm bảo trì phi đội cũng có đồng phục phân biệt nhau bằng màu sắc.

* * *

Để kết luận, cần lưu ý rằng tác giả đã cố gắng xem xét tổng thể các đặc điểm của các tàu sân bay và tàu chở máy bay, mà các loại máy bay có nhiệm vụ khác nhau đặt căn cứ trên đó, các thiết bị động lực của chúng, quá trình cất cánh và hạ cánh của máy bay trong các điều kiện cụ thể có sự di chuyển của boong tàu và có xoáy không khí do dòng không khí bên ngoài tạo nên, các đặc điểm ứng dụng, khai thác và bảo dưỡng các máy bay hải quân trên hạm.

Tất nhiên, theo tên của cuốn sách, mối quan tâm chính là các đặc điểm và tính năng của kết cấu các máy bay thuộc các loại khác nhau và được thiết kế cho những nhiệm vụ khác nhau. Cùng với việc xem xét quá trình cất cánh bằng máy phóng của máy bay hải quân trên hạm, ta còn xem xét các dạng cất cánh mới: cất cánh qua cầu bật, cất cánh thẳng đứng và cất cánh chạy đà ngắn. Máy bay hải quân biên chế trên hạm - là một hình thức hàng không đang được phát triển rất nhanh chóng, nó có những điều kiện cụ thể và đôi khi độc đáo riêng chúng có trong việc sử dụng, những điều đó ảnh hưởng đến cách bố trí và kết cấu của chính bản thân chúng.

HẾT

Lịch sử Quân sự Việt Nam

Thư viện Lịch sử Quân sự Việt Nam => Tự dịch => Tác giả chủ đề:: qtdc trong 25 Tháng Mười Hai, 2013, 08:46:30 pm