Dựng nước - Giữ nước
Tin tức: Chung tay-góp sức cho quansuvn.net ngày càng phát triển
 
*
Chào Khách. Bạn có thể đăng nhập hoặc đăng ký. 01 Tháng Sáu, 2020, 05:09:30 pm


Đăng nhập với Tên truy nhập, Mật khẩu và thời gian tự động thoát


Trang: « 1 2 3 4 5 6 7 8 »   Xuống
  In  
Tác giả Chủ đề: Máy bay hải quân trên hạm. V.F. Pavlenko. NXB Quân đội Moskva, 1990  (Đọc 52653 lần)
0 Thành viên và 1 Khách đang xem chủ đề.
qtdc
Thượng tá
*
Bài viết: 3299


« Trả lời #10 vào lúc: 01 Tháng Giêng, 2014, 10:30:01 pm »

(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}


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}


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}    


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.


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.


Рис. 2.13. Асимметричное закрепление самолета относительно оси катапульты

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

.........
« Sửa lần cuối: 02 Tháng Giêng, 2014, 11:24:36 pm gửi bởi qtdc » Logged
qtdc
Thượng tá
*
Bài viết: 3299


« Trả lời #11 vào lúc: 02 Tháng Giêng, 2014, 02:07:42 pm »

(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.


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.


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.


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.
........
« Sửa lần cuối: 03 Tháng Giêng, 2014, 04:50:16 pm gửi bởi qtdc » Logged
qtdc
Thượng tá
*
Bài viết: 3299


« Trả lời #12 vào lúc: 03 Tháng Giêng, 2014, 04:53:28 pm »

(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".


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}


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



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).


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)



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.
.........
« Sửa lần cuối: 05 Tháng Giêng, 2014, 12:23:19 pm gửi bởi qtdc » Logged
qtdc
Thượng tá
*
Bài viết: 3299


« Trả lời #13 vào lúc: 04 Tháng Giêng, 2014, 04:01:42 pm »

(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%.


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}


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.
........
« Sửa lần cuối: 06 Tháng Giêng, 2014, 01:09:53 am gửi bởi qtdc » Logged
qtdc
Thượng tá
*
Bài viết: 3299


« Trả lời #14 vào lúc: 06 Tháng Giêng, 2014, 10:10:47 pm »

(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.


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.


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.
.........
« Sửa lần cuối: 08 Tháng Giêng, 2014, 07:27:02 am gửi bởi qtdc » Logged
qtdc
Thượng tá
*
Bài viết: 3299


« Trả lời #15 vào lúc: 08 Tháng Giêng, 2014, 11:01:46 pm »

(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.


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



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".


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.


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.


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 %.
........
« Sửa lần cuối: 10 Tháng Giêng, 2014, 11:25:18 am gửi bởi qtdc » Logged
qtdc
Thượng tá
*
Bài viết: 3299


« Trả lời #16 vào lúc: 10 Tháng Giêng, 2014, 11:29:23 am »

(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).


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.


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.


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.
.........
« Sửa lần cuối: 10 Tháng Giêng, 2014, 11:00:48 pm gửi bởi qtdc » Logged
qtdc
Thượng tá
*
Bài viết: 3299


« Trả lời #17 vào lúc: 13 Tháng Giêng, 2014, 12:43:50 am »

(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.


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).


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.


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.
.........
« Sửa lần cuối: 14 Tháng Giêng, 2014, 11:59:42 pm gửi bởi qtdc » Logged
qtdc
Thượng tá
*
Bài viết: 3299


« Trả lời #18 vào lúc: 14 Tháng Giêng, 2014, 12:33:03 am »

(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).


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.


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.


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.


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.
..........
« Sửa lần cuối: 15 Tháng Giêng, 2014, 08:31:56 pm gửi bởi qtdc » Logged
qtdc
Thượng tá
*
Bài viết: 3299


« Trả lời #19 vào lúc: 15 Tháng Giêng, 2014, 08:32:55 pm »

(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.


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.


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.


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).
.......
« Sửa lần cuối: 17 Tháng Giêng, 2014, 09:29:53 am gửi bởi qtdc » Logged
Trang: « 1 2 3 4 5 6 7 8 »   Lên
  In  
 
Chuyển tới:  

Powered by MySQL Powered by PHP Powered by SMF 1.1.21 | SMF © 2006-2008, Simple Machines

Valid XHTML 1.0! Valid CSS! Dilber MC Theme by HarzeM