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. 02 Tháng Tư, 2020, 12:57:41 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 51785 lần)
0 Thành viên và 1 Khách đang xem chủ đề.
qtdc
Thượng tá
*
Bài viết: 3299


« Trả lời #20 vào lúc: 16 Tháng Một, 2014, 10:39:27 PM »

(tiếp)

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

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

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

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

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


Рис. 2.43. Трудозатраты на техническое обслуживание самолетов А-7Е и F-4J

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


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

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

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

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

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

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

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


Chuẩn bị phóng A-6E trên USS ENTERPRISE (CVN 65) trong một cuộc tập trận chung Mỹ, Canada, Anh năm 1996.

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

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

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


Рис. 2.44. Палубный бомбардировщик (штурмовик) А-6Е «Интрудер»

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


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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

Các chuyến bay thử nghiệm nguyên mẫu máy bay A-6F đã tiến hành trong giai đoạn 1987-1988, còn việc sản xuất hàng loạt của chúng được bắt đầu từ năm 1989.
.........
« Sửa lần cuối: 17 Tháng Một, 2014, 11:22:39 PM gửi bởi qtdc » Logged
qtdc
Thượng tá
*
Bài viết: 3299


« Trả lời #21 vào lúc: 17 Tháng Một, 2014, 10:32:12 PM »

(tiếp)

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


Рис. 2.45. Палубный противолодочный самолет S-3A «Викинг»

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


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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

Càng mũi kiểu thanh chống có bánh xe kép và các cơ cấu được chế tạo để điều khiển và phóng máy bay. Cơ cấu dẫn động thủy lực thông qua hệ thống truyền tải tại xi lanh bên trong càng sẽ đảm bảo điều khiển, giảm xóc và thiết lập vị trí trung hòa. Dải xoay lệch của bánh xe là ± 70 °. Điều khiển càng mũi thực hiện bằng bàn đạp. Máy bay được gắn vào máy phóng của TSB nhờ thanh kéo gắn trên mặt trước thân càng và nút phía sau. Thanh kéo được thả và thu nhờ dẫn động thủy lực.
.......
« Sửa lần cuối: 19 Tháng Một, 2014, 08:37:03 PM gửi bởi qtdc » Logged
qtdc
Thượng tá
*
Bài viết: 3299


« Trả lời #22 vào lúc: 19 Tháng Một, 2014, 11:34:42 PM »

(tiếp)

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

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

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

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

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

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

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

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

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


Рис. 2.46. Конструктивная схема двигателя TF34-GE-2:
1 — вентилятор; 2 — корпус вентилятора; 3 — компрессор высокого давления; 4 — камера сгорания; 5 — турбина высокого давления; 6 — турбина низкого давления

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


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

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

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


Рис. 2.47. Схематический разрез камеры сгорания двигателя:
1 — трубопровод подвода топлива; 2 — воспламенитель; 3 — жаровая труба; 4 — смесительно-вихревая камера

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


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

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

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

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

Miệng phun phản lực - là loại không điều tiết, có một thân chính (dành cho chu trình nội). Chu trình ngoài có miệng phun phản lực riêng của nó cũng thuộc loại không điều tiết. Để giảm tác động của thay đổi lực đẩy trong quá trình cân bằng máy bay, các miệng phun phản lực của các chu trình được định hướng lên trên một góc 10 ° so với trục dọc của động cơ.
..........
« Sửa lần cuối: 21 Tháng Một, 2014, 12:00:25 PM gửi bởi qtdc » Logged
qtdc
Thượng tá
*
Bài viết: 3299


« Trả lời #23 vào lúc: 21 Tháng Một, 2014, 12:34:08 AM »

(tiếp)

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

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

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

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

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

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

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


Рис. 2.48. Схема размещения топливных баков иа самолете S-3A:
1 — левый расходный бак; 2 — линия складывания крыла; 3 — правый основной бак; 4 — правый расходный бак; 5 — перегородка демпфирования движения топлива; 6 — левый основной бак

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


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

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

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

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

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

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

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

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


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

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

........
« Sửa lần cuối: 22 Tháng Một, 2014, 11:05:49 PM gửi bởi qtdc » Logged
qtdc
Thượng tá
*
Bài viết: 3299


« Trả lời #24 vào lúc: 23 Tháng Một, 2014, 08:36:28 PM »

(tiếp)

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

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

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

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

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

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

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


Một máy bay chống tàu ngầm Lockheed S-3A Viking thuộc phi đoàn VS-31 đang bay với sào (boom) phát hiện dị thường từ trường (MAD) ASQ-81 kéo ra từ phần đuôi. Chiếc máy bay này thuộc Không đoàn trên TSB số 7 (CVW-7) - USS Dwight D. Eisenhower (CVN-69), năm 1983.

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

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

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


Ba trực kế hướng (курсовертикали КВ-1) nền tảng KV-1 của hệ thống "Rumb-1A" trên máy bay Tu-22M

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

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

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

Radar AN/APS-116 được thiết kế cho máy bay S-3A để phát hiện các mục tiêu nhỏ, làm việc trong ba chế độ cơ bản: tìm kiếm các mục tiêu nhỏ, đạo hàng "thô" và đạo hàng trong chế độ radar có độ phân giải cao. Radar này có thể phát hiện kính tiềm vọng tàu ngầm khi biển động mức vừa phải (sóng cấp 3) và các tàu nhỏ khi biển động mạnh (cấp 6) ở các khoảng cách đảm bảo thực hiện được các hoạt động (chống ngầm).
.........
« Sửa lần cuối: 23 Tháng Một, 2014, 11:32:05 PM gửi bởi qtdc » Logged
qtdc
Thượng tá
*
Bài viết: 3299


« Trả lời #25 vào lúc: 26 Tháng Một, 2014, 04:23:57 PM »

(tiếp)

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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


Рис. 2.50. Палубный самолет дальнего радиолокационного обнаружения Е-2С «Хокай»

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

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

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

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

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

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

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

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

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


E-2C Hawkeye vừa rời một trong 4 máy phóng hơi nước trên USS John C. Stennis (CVN 74), ảnh chụp năm 2004.

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

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

Chương trình sửa đổi tiếp theo của máy bay E-2G dự kiến phát triển radar mới của hệ thống phát hiện AN/APS-125, áp dụng hệ thống cải tiến xử lý tín hiệu radar trong điều kiện có nhiễu và thiết bị đối kháng vô tuyến điện tử.
........
« Sửa lần cuối: 27 Tháng Một, 2014, 09:52:41 PM gửi bởi qtdc » Logged
qtdc
Thượng tá
*
Bài viết: 3299


« Trả lời #26 vào lúc: 27 Tháng Một, 2014, 11:20:52 PM »

(tiếp)

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

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

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


USS John C.Stennis và HMS Illustrious trong vịnh Ba Tư năm 1998

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

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

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

Thứ hai, do khả năng đặt căn cứ của các máy bay cất cánh và hạ cánh thẳng đứng gần tiền tuyến, tầm bay của chúng đóng một vai trò nhỏ so với tầm bay của các máy bay thông thường cất cánh từ các đường băng dài có lớp phủ mặt rắn với số lượng nhỏ hơn nhiều, nghĩa là các đường băng nằm thực sự cách xa tuyến mặt trận. Do các máy bay VTOL đóng căn cứ gần tiền tuyến, các chuyến bay của chúng đến mục tiêu, tức là thời gian phản ứng của chúng {139} nhỏ hơn khá nhiều so với máy bay thông thường. Để lấy ví dụ trong một khu vực cụ thể, Hoa Kỳ đã xem xét khả năng kịp thời phản ứng của máy bay thông thường và máy bay cất cánh và hạ cánh thẳng đứng. Thực tế cho thấy rằng đối với máy bay thông thường đã có được 2 sân bay với tầm bay 240 km tới mục tiêu. Kết quả là, kể từ khi có lệnh gọi các máy bay này có thể xuất hiện sau 30 phút. Số lượng các sân đậu trên cùng khu vực này để máy bay VTOL đóng căn cứ là 18. Khoảng cách từ sân đậu xa nhất đến mục tiêu là 78 km, còn thời điểm xuất hiện các máy bay VTOL - nhỏ hơn 10 phút. Ngoài ra, máy bay VTOL có thể ở trong trạng thái sẵn sàng cất cánh tại các sân đậu trong khu vực chiến sự mà không cần phải dành nhiều thời gian bay trong chế độ tuần tra,  do đó giảm đáng kể lượng tiêu thụ nhiên liệu và tuổi thọ của động cơ máy bay. Do máy bay VTOL đóng gần tiền tuyến, chúng có thể cất cánh với tải trọng chiến đấu tối đa, còn ở máy bay thông thường, càng yêu cầu tầm bay xa thì tải trọng chiến đấu của nó càng nhỏ hơn, vì nó làm tăng lượng dự trữ nhiên liệu cần thiết. Kết quả là, các máy bay VTOL có thể mang theo một lượng lớn các loại vũ khí cho 1 giờ bay.
.........
« Sửa lần cuối: 29 Tháng Một, 2014, 06:34:40 AM gửi bởi qtdc » Logged
qtdc
Thượng tá
*
Bài viết: 3299


« Trả lời #27 vào lúc: 30 Tháng Một, 2014, 11:41:01 PM »

(tiếp)

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

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


Рис. 2.51. Корабельный СВВП «Си Харриер»

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


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

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

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


Рис. 2.52. Конструкция крыла самолета «Си Харриер»:
1, 2 — левая и правая консоли крыла; 3 — закрылки; 4 — элероны; 5 — перегоночная законцовка крыла; 6 — законцовка для боевого варианта; 7, 8, 9 — верхние панели; 10, 11 — нижние панели

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


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

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

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


Ví dụ các đầu thu áp suất không khí thuộc hệ thống PSS của tiêm kích Rafale
.........
« Sửa lần cuối: 01 Tháng Hai, 2014, 11:05:17 PM gửi bởi qtdc » Logged
qtdc
Thượng tá
*
Bài viết: 3299


« Trả lời #28 vào lúc: 02 Tháng Hai, 2014, 11:45:06 AM »

(tiếp)

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

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

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

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

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

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


Рис. 2.53. Газодинамическая система управления самолета «Си Харриер»:
1, 2 — трубопровод подвода сжатого воздуха к переднему соплу; 3 — крыльевые трубопроводы; 4 — трубопровод подвода сжатого воздуха к заднему соплу

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


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

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

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

Máy bay lắp một động cơ phản lực turbofan nâng-hành trình "Pegasus" 104 có khả năng quay vector lực đẩy, có lực đẩy tối đa 96 kN. Trọng lượng cất cánh tối đa 8.900 kg khi cất cánh thẳng đứng và 11.325 kg khi cất cánh ngắn. Khối lượng tối đa của tải trọng chiến đấu khi cất cánh ngắn với với chiều dài đường chạy đà 480 m là 2270 kg. Tốc độ bay tối đa trên đất liền 1160 km / h, trần bay 15.240 m, bán kính chiến đấu khi cất cánh thẳng đứng với tải trọng chiến đấu 1360 kg là 92 km. Máy bay "Sea Harrier" đang được sản xuất hàng loạt. Trước khi đưa vào sản xuất đại trà người ta đã trải qua một quá trình dài phát triển thiết kế, thử nghiệm và làm chủ các sơ đồ của máy bay. Nhằm mục đích này ban đầu người ta chế tạo mẫu máy bay thử nghiệm P.1127, đưa vào mẫu đó gần như tất cả các tính năng của đề án máy bay "Harrier". Từ đầu năm 1961 đến năm 1963 đã tiến hành các chuyến bay thử nghiệm và hoàn thiện máy bay P.1127. Trong năm 1963 máy bay được trang bị một cánh xuôi mới và động cơ "Pegasus" 5 có lực đẩy 68 kN. Chiếc máy bay này được đặt tên là "Kestrel" F.G.A.Mk 1. Trong các năm 1964-1965 đã chế tạo 9 máy bay kiểu này và từ chúng mà xây dựng một phi đội đặc biệt để đánh giá các đặc tính của máy bay "Kestrel" trong các điều kiện khai thác sử dụng. Máy bay của phi đội này đã bay khoảng 600 giờ, cất cánh từ các sân đậu, các đường phủ cỏ, đường cao tốc và các sân bay phụ trợ khác nhau. Mặc dù có nhiều kinh nghiệm khai thác phong phú và thành công nhưng máy bay "Kestrel" không được sử dụng vì tải trọng chiến đấu tương đối nhỏ và thiếu các tốc độ bay siêu âm.Công ty "Hawker" bắt tay vào phát triển một máy bay siêu âm VTOL P.1150 và sau đó P.1154 trên {149} cơ sở động cơ phản lực turbofan có đốt sau trong chu trình thứ hai, tức là trước miệng phun quay phía trước. Sau khi trả giá cho các công việc này trong khoảng 5 năm và không đạt được kết quả tích cực, hãng đã ngừng làm việc với phương án máy bay VTOL siêu âm và chuyển sang chế tạo loại VTOL cận âm trên cơ sở các công việc đã hoàn thành trước đó và kết quả khai thác thử nghiệm phi đội máy bay "Kestrel". Máy bay VTOL transonic hoàn thiện đã được chế tạo ra và được đặt tên "Harrier". Nó là một trong số không nhiều loại máy bay VTOL được đưa vào sản xuất hàng loạt. Hiện nay, nó đã có một loạt các phiên bản. Hiện đại nhất là "Harrier" GR.3 và "Sea Harrier". Tại Mỹ, hãng "McDonnell Douglas" theo giấy phép từ các chi nhành đặt hàng từ nước Anh, đã lắp ráp các máy bay "Harrier", dưới danh định AV-8A. Để tăng bán kính chiến đấu và tăng tải trọng chiến đấu hãng "McDonnell Douglas" đã quyết định sửa đổi đáng kể máy bay VTOL AV-8A. Với động cơ phản lực turbofan "Pegasus" 11 Mk 103 loại máy bay đó có nhãn hiệu AV-8B. Máy bay AV-8B thực sự khác với máy bay AV-8A. Chẳng hạn, nó tăng sải cánh từ 7,7 lên 9,22 m và diện tích cánh từ 18,92 lên 21,37 m2. Cánh sử dụng profil siêu tới hạn. Góc cụp cạnh trước cánh giảm xuống. Cạnh sau cánh gần như thẳng. Cánh máy bay AV-8B có có độ dày profil lớn hơn đến 11,5% ở gốc và 7,5% ở phần cuối cánh. Điều này cho phép tăng thể tích chứa nhiên liệu. Trên máy bay AV-8B trọng lượng nhiên liệu tại các thùng chứa bên trong là 3175 kg, trong khi ở máy bay AV-8A là 2270 kg. Kết cấu cánh sử dụng rộng rãi vật liệu composite - chất dẻo carbon. Từ các vật liệu này người ta chế tạo vỏ cánh trên và dưới, một số xà dọc chính, các sườn cứng, cánh tà sau, cánh phụ aileron, cánh mút và bầu che các trụ càng dưới cánh. Điều đó làm giảm trọng lượng cánh đến 150 kg. Các trụ càng dưới cánh được dịch về gần thân máy bay. Trên máy bay AV-8B người ta thay đổi hình dạng và đường bao ngoài của cửa hút không khí. Hình dạng cửa hút khí thay đổi từ bán nguyệt trên AV-8A sang elip trên AV-8B, và lắp bổ sung (thứ hai) thêm một loạt  cánh hướng dòng để cải thiện sự làm việc của cửa hút không khí trong chế độ cất cánh. Kết quả là hệ số bảo tồn áp suất toàn phần tăng từ 0.97 trên máy bay AV- 8A lên 0.981 trên máy bay AV-8B, dẫn đến tăng lực đẩy 2,6 kN. Trên máy bay AV-8B áp dụng thiết bị giảm tổn thất lực đẩy do tác động hút dòng khí và rơi khí thải ở lối vào cửa hút khí {150} dưới dạng các đường gờ chạy dọc cố định trên container chứa pháo hoặc thân máy bay và tấm chắn ngang có thể thu vào sẽ được thu lại tự động cùng với việc thu càng máy bay. Kết quả của những thay đổi đó là trọng lượng cất cánh của máy bay chạy đà ngắn bằng 13.495 kg, tải trọng có ích khi cất cánh chạy đà ngắn - 4170 kg (khi cất cánh thẳng đứng - 3175 kg). Bán kính chiến đấu với 12 bom mang theo là 280 km, với bảy bom và thêm thùng nhiên liệu bên ngoài - 1200 km. Trên máy bay có bảy điểm treo tải trọng chiến đấu: ba trên mỗi console cánh và một dưới bụng.
..........
« Sửa lần cuối: 04 Tháng Hai, 2014, 12:37:29 AM gửi bởi qtdc » Logged
qtdc
Thượng tá
*
Bài viết: 3299


« Trả lời #29 vào lúc: 07 Tháng Hai, 2014, 12:23:56 AM »

(tiếp)

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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


Рис. 2.54. Общий вид ТРДД «Пегас» с четырьмя поворотными соплами

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


Trên máy bay AV-8B về cơ bản đã thiết lập được hệ thống thiết bị điện tử hàng không tiêu chuẩn. Hệ thống bắn (ném) phương tiện hủy diệt là hệ thống ném bom tùy theo tốc độ thay đổi góc ngắm. Nó được kết hợp với đài quang điện theo dõi bằng laser (TV) và lắp đặt trong phần mũi của máy bay, đảm bảo khả năng thực hiện các cuộc tấn công cả ngày lẫn đêm với việc sử dụng các loại bom thông thường, dẫn đường bởi hệ thống vũ khí laser, và các tên lửa "không-đối-diện" điều khiển từ xa. {154} Trên máy bay người ta sử dụng máy tính điện tử để xử lý dữ liệu khi thực hiện nhiệm vụ.
........
« Sửa lần cuối: 08 Tháng Hai, 2014, 08:15:48 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