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, 01:32:18 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 51786 lần)
0 Thành viên và 1 Khách đang xem chủ đề.
qtdc
Thượng tá
*
Bài viết: 3299


« Trả lời #30 vào lúc: 11 Tháng Hai, 2014, 04:50:55 PM »

(tiếp)

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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



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

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


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

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

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

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


Рис. 2.56. Поворотное сопло двигателя «Пегас» с двумя направляющими лопатками

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


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

Điều khiển vị trí vòi xả thực hiện bởi phi công trong buồng lái qua tay quay gắn bên cạnh cần điều khiển động cơ.
Hệ thống điều khiển sẽ đảm bảo quay các vòi xả với vận tốc góc 90 ° / giây. Hệ thống kiểm soát động cơ bao gồm các bộ điều tiết: nhiên liệu, vị trí {160} cánh thiết bị hướng dòng máy nén, vị trí các vòi xả quay phía trước và phía sau. Trong thành phần hệ thống điều khiển cũng có một bộ hạn chế kiểm soát nhiệt độ khí gaz đầu vào tua-bin động cơ. Nó hoạt động nhờ một cặp nhiệt ngẫu được lắp đặt sau tuốc bin động cơ, và các hỏa kế quang học độ nhạy cao để đo nhiệt độ của các cánh công tác đang quay của tuabin.
........
« Sửa lần cuối: 11 Tháng Hai, 2014, 10:45:49 PM gửi bởi qtdc » Logged
qtdc
Thượng tá
*
Bài viết: 3299


« Trả lời #31 vào lúc: 13 Tháng Hai, 2014, 09:08:06 PM »

(tiếp)

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

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

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

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


Рис. 2.57. Конструктивная схема двигателя «Пегас» 11-35

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


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


Рис. 2.58. Схема ТРДД с форсажем «Пегас» 11-33:
1 — форсажная камера; 2 — поворотное сопло на форсажном режиме; 3 — поворотное сопло на бесфорсажном режиме

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



Рис. 2.59. ТРДД с тремя поворотными соплами:
1 — форсажная камера; 2 — поворотное сопло на форсажном режиме; 3 — поворотное сопло на бесфорсажном режиме; 4 — неподвижная часть поворотного сопла; 5 — трехсегментное поворотное сопло; 6 — режим вертикальной тяги; 7 — режим горизонтальной тяги

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


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

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


Рис. 2.60. Поворот выходного сопла за счет вращения его частей в разные стороны:
1 — горизонтальная тяга; 2 — поворот сопла на промежуточный угол; 3 — вертикальная тяга

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


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

HẾT CHƯƠNG 2
........
« Sửa lần cuối: 13 Tháng Hai, 2014, 11:31:25 PM gửi bởi qtdc » Logged
qtdc
Thượng tá
*
Bài viết: 3299


« Trả lời #32 vào lúc: 13 Tháng Hai, 2014, 11:11:21 PM »

(tiếp)

Chương 3
Cất cánh từ boong tàu của máy bay hải quân trên hạm

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

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

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

3.1. Cất cánh bằng máy phóng

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

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

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


Рис. 3.1. Силы, действующие на самолет в процессе разгона на катапульте
Hình 3.1. Các lực tác động lên máy bay trong quá trình gia tốc trên máy phóng {165}


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

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

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


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

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

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

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

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

(3.4)

trong đó Ек — năng lượng của máy phóng.


Рис. 3.2. Зависимость скорости схода Vсх самолета с катапульты авианосца типа «Форрестол» от его взлетной массы

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


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

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


Cải thiện các đặc tính cất-hạ cánh của máy bay. Ví dụ cấu hình cánh trong chế độ bay ở các tốc độ thấp.

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

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


Cải thiện các đặc tính cất-hạ cánh của máy bay. Ví dụ cấu hình cánh khi cất cánh và hạ cánh thẳng đứng.

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

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

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


Рис. 3.3. Изменение подъемной силы крыла при обтекании закрылка

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


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

Phương pháp hiệu quả để đối phó với việc đứt dòng chảy trên cánh tà sau là kiểm soát lớp biên (thổi hoặc hút lớp biên).
.........
« Sửa lần cuối: 14 Tháng Hai, 2014, 10:01:01 PM gửi bởi qtdc » Logged
qtdc
Thượng tá
*
Bài viết: 3299


« Trả lời #33 vào lúc: 09 Tháng Bảy, 2014, 02:28:31 PM »

(tiếp)

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

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



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

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

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


Рис. 3.4. Зависимость коэффициента су1 нормальной силы от угла атаки:
а — прямоугольное крыло, «вредный отрыв»; б — треугольное крыло, «полезный отрыв»

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


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

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





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

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



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

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

Sức cản của cánh khi tách dòng tăng, đáng chú ý nhất khi tách dòng từ các cạnh trước do mất gần như hoàn toàn lực hút. Tuy nhiên, sự ngắt dòng ảnh hưởng nghiêm trọng nhất và bất lợi nhất lên đặc tính các mô-men xoắn của chúng, đặc biệt đối với cánh dạng mũi tên và tam giác. Sự ngắt dòng ở đầu mút làm giảm lực nâng các tiết diện đầu mút và toàn bộ cánh. Điều này tương đương với sự xuất hiện mô-men xoay ngóc bổ sung và dẫn đến dịch chuyển trọng tâm của cánh về phía trước. Sự dịch chuyển trọng tâm có thể rất đáng kể, bởi vì việc giảm lực nâng ở các tiết diện đầu mút xảy ra với cánh tay đòn lớn. Do đó, sự thay đổi hệ số mô-men nghiêng dọc (тангаж) m là đáng kể hơn sự thay đổi hệ số lực nâng.
.........
« Sửa lần cuối: 09 Tháng Bảy, 2014, 09:37:21 PM gửi bởi qtdc » Logged
qtdc
Thượng tá
*
Bài viết: 3299


« Trả lời #34 vào lúc: 05 Tháng Tám, 2014, 11:05:19 PM »

(tiếp)



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


Kết cấu cơ giới cánh Boeing-737

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



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



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

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

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

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


Рис. 3.5. Кривые располагаемых и потребных тяг самолетов и их продольных ускорений
Hình 3.5. Các đường cong lực đẩy có được và lực đẩy cần thiết của máy bay và các gia tốc dọc của chúng.


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

Vấn đề chính phải được nghiên cứu khi khởi động bằng máy phóng, là ảnh hưởng của vị trí của các thiết bị biến đổi (trimmers) điều khiển dọc tới độ xoay máy bay cần thiết để nâng mũi. tới góc tách đất, tới tốc độ đối không và góc tấn, tiệm cận sát với các giá trị mà tại đó chất lượng lái không được thỏa mãn. Từ quan điểm dự đoán và lặp lại các đặc tính của máy bay trong quá trình xoay để nâng mũi và ngay sau khi hoàn thành quá trình này, rất cần để phi công áp dụng hoặc kỹ thuật lái "cố định" hoặc kỹ thuật lái "tự do" {176} trong mối quan hệ theo chiều dọc kết hợp với vị trí chọn sẵn của các trimmers kiểm soát theo chiều dọc. Gọi là kỹ thuật lái "cố định" vì phi công giữ tay nắm điều khiển theo chiều dọc ở một vị trí cố định trong thời gian khởi động trên máy phóng và ngay sau đó, còn gọi kỹ thuật lái "tự do" là vì phi công được cung cấp khả năng tự do lớn đối với tay lái theo chiều dọc, ngay sau khi các lực khí động học tác động tới cơ phận điều khiển theo chiều dọc.
.........
« Sửa lần cuối: 07 Tháng Tám, 2014, 10:00:07 PM gửi bởi qtdc » Logged
qtdc
Thượng tá
*
Bài viết: 3299


« Trả lời #35 vào lúc: 07 Tháng Tám, 2014, 11:15:29 PM »

(tiếp)

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

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

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

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


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


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

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

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

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

Một phương pháp rất triệt để là sử dụng các máy phóng được cải tiến, ở các máy đó đã giảm đáng kể lượng hơi nước tuôn ra nhờ hoàn thiện hệ thống làm kín.
.........
« Sửa lần cuối: 08 Tháng Tám, 2014, 10:48:33 PM gửi bởi qtdc » Logged
qtdc
Thượng tá
*
Bài viết: 3299


« Trả lời #36 vào lúc: 09 Tháng Tám, 2014, 12:09:31 AM »

(tiếp)

3.2. Cất cánh chạy đà ngắn

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

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

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

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

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

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

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


Hình 3,7. Các lực ma sát bên của các bánh xe chủ, bánh xe trước và lực khí động học bên.

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

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

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

Y + N = G

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

N = G - Y

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

        F = f (G - Y). (3.5)

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


Рис. 3.8. Силы, действующие на самолет в процессе разбега
Hình 3.08. Các lực tác dụng lên máy bay trong quá trình chạy đà cất cánh.

.........
« Sửa lần cuối: 10 Tháng Tám, 2014, 07:01:39 PM gửi bởi qtdc » Logged
qtdc
Thượng tá
*
Bài viết: 3299


« Trả lời #37 vào lúc: 11 Tháng Tám, 2014, 10:36:03 PM »

(tiếp)

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

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

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

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

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

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

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

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



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



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



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



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

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

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

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



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

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

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



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

Bổ sung cho các phương trình quá tải tiêu chuẩn và tiếp tuyến (3.9) và (3.10), cần phải tính đến mô men theo chiều dọc, tác động lên máy bay (có tính đến các mô men của thiết bị động lực).
........
« Sửa lần cuối: 12 Tháng Tám, 2014, 10:49:55 PM gửi bởi qtdc » Logged
qtdc
Thượng tá
*
Bài viết: 3299


« Trả lời #38 vào lúc: 16 Tháng Tám, 2014, 11:15:10 PM »

(tiếp)

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

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



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


Рис. 3.9. Зависимость относительной скорости Vотр отрыва самолета от угла φ поворота вектора тяги (тяговооруженность самолета 0,7) при разных взлетных массах

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


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


Рис. 3.10. Зависимость относительной длины разбега самолета от угла поворота вектора тяги силовой установки (тяговооруженность самолета 0,7) при разных взлетных массах

Hình 3.10. Sự phụ thuộc của độ dài chạy đà tương đối của máy bay vào góc xoay vec-tơ lực đấy của thiết bị động lực (tỉ lệ lực đẩy/trọng lượng của máy bay 0,7) tại các giá trị trọng lượng cất cánh khác nhau.


Như ta thấy trên hình. 3.9 và 3.10, việc tăng góc quay vector lực đẩy của thiết bị động lực làm giảm đáng kể tốc độ tách đất của máy bay. Chẳng hạn, vòng quay của vector lực đẩy đến 30 ° sẽ làm giảm tốc độ tách đất 14 ... 22%, và nó được giảm ở một mức độ lớn hơn khi giảm trọng lượng cất cánh và tăng tương ứng tỷ lệ lực đẩy/trọng lượng. Chiều dài chạy đà cất cánh khi quay vector lực đẩy đi 30 ° được giảm 9... 25%. Với sự gia tăng tỷ lệ lực đẩy trọng lượng thì chiều dài đường chạy đà còn được giảm nhiều hơn, trong khi đó việc giảm nó theo góc quay của vector lực đẩy sẽ có giá trị tối thiểu, mà theo mức tăng tỷ lệ lực đẩy trọng lượng sẽ dịch chuyển với các góc lớn.

Ở các máy bay cất cánh và hạ cánh ngắn có quay vector lực đẩy của thiết bị động lực, nhằm mục đích cải thiện các đặc tính cất-hạ cánh đảm bảo một cách thích hợp cách bố trí của nó, sao cho có thể đạt được chi phí hành trình thấp nhất của bánh lái để đảm bảo cân bằng, trong khi đó để lại càng nhiều càng tốt dự trữ hành trình của bánh lái để điều khiển máy bay và chống đỡ ảnh hưởng bên ngoài. Cùng với đó là sự bố trí thực tế thiết bị quay của động cơ với sự quay vector lực đẩy đối với trọng tâm khối lượng (CM) và lựa chọn các thông số thiết kế, đảm bảo tốc độ tách đất (tiếp đất) thấp nhất ở vị trí cân bằng trung hòa của bánh lái độ cao đối với các tỷ lệ lực đẩy trọng lượng khác nhau và với các tải trọng riêng trên cánh máy bay.

Ta hãy xem xét các lực tĩnh học và các mô men tác động vào máy bay tại thời điểm tách đất (xem hình. 3.11). Xung giây (секундный импульс; sekundenimpuls; the second pulse) đầu vào Iвх  được đặt vào khoảng trung tâm diện tích cửa hút gió ở khoảng cách rв(хв, yв) so với CM của máy bay và hướng theo vector vận tốc của dòng chất lưu chảy. {189}. Mô-đun của nó được xác định bởi lưu lượng không khí qua động cơ mв  và vận tốc V.

Hướng của xung giây đầu ra Iвых  được quy định bởi độ lệch của thiết bị quay PMD một góc φс so với trục dọc của máy bay. Đường tác động của vector của nó đi qua trung tâm diện tích loa phụt, cách một khoảng rс(хс, yс). Các tính toán được thực hiện cho máy bay với các giá trị khác nhau của tỷ lệ lực đẩy trọng lượng (μ = 0,5 ... 1,0) và tải trọng phân trên cánh (p = 300-500 daN / m 2); các đặc tính khí động học tương ứng với máy bay cận âm có cánh thẳng: ус = 0; хв = 3;ув = 0.


Рис. 3.11. Статические силы и моменты, действующие иа самолет в момент отрыва

Hình 3.11. Các lực và mô men tĩnh học tác dụng lên máy bay ở thời điểm tách đất


Hình. 3.12, a, b, v cho thấy đồ thị phụ thuộc của tốc độ tách đất cất cánh, góc lệch của phễu quay và tọa độ mặt cắt phễu phun vào các giá trị khác nhau của tỷ lệ lực đẩy/trọng lượng và tải trong phân trên cánh khi máy bay tách đất.


Рис. 3.12. Зависимость скорости отрыва (а), утла отклонения поворотного сопла (б) и координаты удаления поворотного устройства (в) от центра масс самолета от величины тяговооруженности μ при разных нагрузках на крыло.

Hình 3.12. Sự phụ thuộc của tốc độ tách đất (a), góc lệch phễu quay (б) và tọa độ khoảng cách thiết bị quay (в) so với tâm khối lượng máy bay, vào độ lớn của tỷ số lực đẩy/trọng lượng μ tại các tải trọng mang trên cánh khác nhau.


Có thể thấy rằng tốc độ tách đất (Votr) khi cất cánh (xem hình. 3.12, a) giảm khi tăng tỷ lệ lực đẩy/trọng lượng (μ), trong đó cường độ sự thay đổi của nó sẽ gia tăng cùng với việc tăng giá trị p. Mặt khác, tải trọng mang trên cánh (p) càng thấp, thì tốc độ tách đất cũng càng thấp với cùng một giá trị của tỷ lệ lực đẩy/trọng lượng.

Góc lệch yêu cầu của thiết bị quay (φс.отр) (xem hình. 3,12 b) sẽ tăng lên cùng với việc tăng tỷ lệ lực đẩy/trọng lượng của máy bay và hầu như không phụ thuộc tải trọng mang trên cánh (p), trong đó cường độ tăng φс.отр sẽ giảm khi tăng μ. Vì vậy, khi thay đổi μ từ 0,5 đến 0,6 góc lệch phải tăng thêm 10°, còn khi thay đổi μ từ 0,9 đến 1 - chỉ 3°.

Tại một giá trị tỷ lệ lực đẩy/trọng lượng không đổi góc φс.отр  sẽ thay đổi chút ít phụ  thuộc vào tải trọng cụ thể trên cánh. Ví dụ, đối với μ = 0,6 thì sự khác biệt về φс.отр  đối với các tải trọng cụ thể 300 và 500 chỉ là 0,7°.

Tọa độ khoảng cách tâm mặt cắt vòi phun so với tâm khối lượng (CM) máy bay khi cất cánh (xem hình. 3.12, v) là không đáng kể xét về {191} giá trị do độ lớn nhỏ của các mô-men khí động học ở các tốc độ tách đất thấp.
Với sự sụt giảm về tỷ lệ lực đẩy/trọng lượng, thiết bị quay sẽ di chuyển thích hợp về sau một chút so với CM của máy bay để bù đắp mô-men khí động học ngóc lên nhỏ ở vị trí trung gian của bánh lái độ cao (δв = δв*). Sự bù đắp này được bảo đảm bằng mô men do xung đầu ra Iвых.. Với tỷ lệ lực đẩy/trọng lượng không đổi xс.отр  sẽ tăng không đáng kể với việc tăng tải trọng mang cụ thể trên cánh.

Độ lệch yêu cầu của thiết bị quay khi tách đất về cơ bản là độc lập với tải trọng mang cụ thể trên cánh. Các tốc độ tách đất nhỏ của máy bay cất-hạ cánh ngắn có thiết bị quay, ngay cả đối với các giá trị nhỏ của tỷ lệ lực đẩy/trọng lượng cũng chứng tỏ hiệu quả lớn của việc sử dụng nó để giảm độ dài cần thiết của đường CHC, cũng như sự cần thiết phải nghiên cứu sự ổn định và khả năng điều khiển của các máy bay tương tự tại các chế độ cất cánh và hạ cánh. Đặc điểm của quá trình chạy đà cất cánh ngắn của máy bay hải quân trên hạm là sự hiện diện của gió tạt ngang.


Рис. 3.13. Возникновение кренящего момента вследствие несимметричного обтекания самолета при боковом ветре

Hình 3.13. Sự phát sinh mô men lật do dòng chảy bao không đối xứng của máy bay khi có gió tạt ngang.


Chạy đà cất cánh khi có gió tạt sườn phức tạp hơn nhiều so với chạy đà khi không có gió.
Gió ngang vận tốc W, tạo ra dòng không khí chảy bao máy bay không đối xứng, tức là. E. trượt {192} một góc β xấp xỉ = W / V (Hình. 3.13). Do hiện tượng trượt mà phát sinh mô men lật Mβ, đặc biệt lớn với các máy bay cánh tam giác hoặc cánh hình mũi tên xuôi tại các góc tấn cao. Mô men này được cân bằng bởi các phản lực bổ sung các bánh xe càng chính ΔNп  và ΔNл,, mà trên cánh tay đòn c sẽ tạo ra mô men đối kháng. Do sự thay đổi các phản lực tiêu chuẩn ΔNп  và ΔNл, nên sẽ thay đổi cả các lực ma sát với các độ lớn ΔFл và ΔFп, hướng ngược chiều lại, tạo ra mô men Мук, xoắn lật máy bay theo gió (trong trường hợp này là sang bên trái).

Cùng với nó, lực khí động ngang Z phát sinh do sự trượt và được đặt phía sau trọng tâm máy bay, tạo ra mô men hành trình khí động học Mβ, có xu hướng quay mũi máy bay ngược chiều gió (trong trường hợp này là về bên phải).

Mô men nào trong hai mô men này sẽ lớn hơn - phụ thuộc vào cách bố trí cụ thể của máy bay. Ở các máy bay có sự ổn định ngang lớn (với cánh mũi tên xuôi hoặc cánh tam giác, cánh bố trí trên) và hiệu quả tương đối thấp của cánh đuôi đứng thì mô men Мук sẽ chiếm ưu thế. Máy bay loại này khi chạy đà cất cánh sẽ thể hiện xu hướng xoay theo chiều gió. Ở máy bay có sự ổn định ngang nhỏ (với cánh thẳng, vị trí cánh thấp) và hiệu quả cánh đuôi tương đối cao, mô men Мyβ chiếm ưu thế. Máy bay loại này khi chạy đà cất cánh sẽ thể hiện xu hướng xoay ngược chiều gió.

Để chống lại mô men Mβ đầu tiên cần phải loại bỏ nguyên nhân của nó, đó là dùng độ lệch tay cần điều khiển chống lại chiều gió, tạo ra một mô men ngang, cân bằng với mô men lật do trượt Мyβ. Khi đó xu hướng của máy bay xoay theo chiều gió sẽ chấm dứt.

Để chống lại mô men Мyβ trước tiên cần phải đẩy lệch bàn đạp theo chiều gió để trực tiếp cân bằng Мyβ bằng mô-men của bánh lái hướng. Thực tế chỉ ra rằng ở tất cả các máy bay, nhưng trong các mức độ hơi khác nhau khi cất cánh có gió tạt ngang, cần phải đẩy lệch cần điều khiển chống lại gió. Các pedal, tùy thuộc vào bố cục máy bay, sẽ được đẩy lệch theo gió hoặc đặt vị trí gần như trung hòa.

Theo mức độ tăng tốc độ chạy đà, hiệu quả {193} của các bánh lái sẽ tăng và các độ lệch của chúng sẽ giảm dần.

Nếu gió ngang quá lớn, độ lệch toàn phần của bánh lái có thể không đủ, khi đó chạy đà thẳng trở thành không thể. Vì lý do này, người ta đưa vào sự hạn chế khả năng cất cánh theo tốc độ gió ngang, điều này còn phụ thuộc vào bố cục cụ thể của máy bay. Đối với mỗi loại máy bay người ta xác định cho nó một tốc độ gió ngang tối đa cho phép khi cất cánh.

Theo căn cứ trên, thì việc cất cánh của máy bay hải quân trên hạm loại chạy đà cất cánh ngắn nên thực hiện theo hướng dọc trục (đối với máy bay) của tổng dòng chảy chất lưu trên boong tàu (tổng các vec-tơ tốc độ gió và tốc độ hành trình của tàu).
.......
« Sửa lần cuối: 17 Tháng Tám, 2014, 05:34:16 PM gửi bởi qtdc » Logged
qtdc
Thượng tá
*
Bài viết: 3299


« Trả lời #39 vào lúc: 17 Tháng Tám, 2014, 02:06:17 PM »

(tiếp)

3.3. Cất cánh từ cầu bật

Một phương pháp cất cánh mới của máy bay hải quân trên hạm là cất cánh từ cầu bật. Quá trình cất cánh bằng cầu bật của máy bay hải quân trên hạm gồm (xem hình 3.14) chạy đà thông thường trên phần nằm ngang của boong 1, chạy đà trên cầu bật 2 và phân đoạn trên không 3. Tại phân đoạn thứ nhất (chạy đà trên mặt phẳng nằm ngang của sàn boong) sẽ xảy ra sự tăng tốc của máy bay, cũng như khi cất cánh bình thường từ đường băng. Tại phân đoạn thứ hai máy bay di chuyển trên cầu bật mặt cong, tại đó tới cuối quá trình chuyển động trên cầu bật, máy bay sẽ lấy một góc nghiêng quỹ đạo và chiều cao cụ thể phía trên bề mặt phẳng của chuyển động, điều đó cho phép nó tách khỏi bề mặt hạm tàu tại một quá tải tiêu chuẩn nhỏ hơn đơn vị (ny <1). Điều này dẫn đến khả năng làm giảm đáng kể tốc độ tách đất của máy bay, và do đó là chiều dài đường chạy đà. Giá trị có thể nhỏ nhất của {194} tốc độ tách đất của máy bay cần phải đảm bảo được sự an toàn của đường  bay sau khi phóng khỏi cầu bật, nghĩa là để giảm góc nghiêng của quỹ đạo không bị kéo xuống đập mặt nước, và máy bay không bị mất ổn định và khả năng điều khiển. Tại giai đoạn thứ ba (trên không) diễn ra chuyển động nửa đường đạn, sự tăng tốc của máy bay đến tốc độ mà tại đó sự giảm góc nghiêng của quỹ đạo sẽ chấm dứt. Tốc độ này phải bằng hoặc gần với tốc độ tách đất của máy bay khi cất cánh và không có dòng chảy ngoài do tốc độ chuyển động của con tàu.


Рис. 3.14. Трамплинный взлет корабельного самолета:
1 — движение по горизонтальной части палубы; 2 — движение по трамплину; 3 — движение на воздушном участке

Hình 3.14. Cất cánh của máy bay hải quân trên hạm từ cầu bật:
1 - chuyển động trên phần nằm ngang của boong bay; 2 - chuyển động trên cầu bật; 3 - chuyển động ở phân đoạn trên không.


Cất cánh từ cầu bật có thể thực hiện bởi các máy bay có thể quay vec-tơ lực đẩy và có hệ thống khí động lực học điều khiển (máy bay VTOL) và các máy bay thông thường không có sự điều khiển vector lực đẩy và ở các máy bay đó áp dụng các cơ cấu điều khiển máy bay thông thường.

3.3.1. Quá trình cất cánh từ cầu bật của các máy bay cất cánh và hạ cánh thẳng đứng (VTOL)

Hình 3.15 cho thấy các mô men cơ bản của động học cất cánh ngắn của máy bay VTOL từ boong bay của tàu sân bay. Khi cất cánh ngắn tốc độ tách của máy bay VTOL đối với boong bay là 166,5 km / h, còn tốc độ đối không là 203,5 km / h (khi tốc độ dòng gió tới là 37 km / h). Khi máy bay đã ở một khoảng cách nhất định phía trước theo hướng của con tàu, phễu phun sẽ được phi công xoay xuống dưới (thường là ở góc gần 50 độ đối với thân máy bay) và máy bay được xoay sao cho góc tấn của cánh tăng {195} đến 4 hoặc 5°. Các điều kiện cất cánh được tạo ra như vậy để tất cả các mô men xung quanh trọng tâm bằng không. Vì vậy, các lực tác dụng lên máy bay, phù hợp với những gì thể hiện trên hình vẽ. Những lực này có thể được đại diện bởi đa giác lực tương ứng. Cần lưu ý rằng phần lớn các trọng lực của máy bay dùng duy trì các động cơ phản lực trong chuyến bay và tạo ra vector lực (đại diện ở đây bằng một mũi tên trắng) đảm bảo gia tốc dương trên quỹ đạo  bay và hướng theo chiều ngang. Điều này cho thấy lực nâng là đủ.


Рис. 3.15. Основные моменты кинематики короткого взлета СВВП с палубы авианосца.

Hình 3.15. Các mô men cơ bản của động học cất cánh ngắn của máy bay VTOL từ boong bay tàu sân bay.


Tiếp theo, máy bay chuyển sang chuyến bay không có gia tốc tiêu chuẩn tại một  khoảng cách nhất định so với mũi tàu (trong thực tế người ta mong muốn trong thời gian mười lăm giây sau chuyển sang chuyến bay chỉ sử dụng lực nâng của cánh).

Khi cất cánh ngắn từ mặt boong phẳng thì trọng lượng cất cánh của máy bay sẽ lớn hơn 20 hoặc 30% trọng lượng của máy bay cất cánh thẳng đứng. Lực nâng của cánh trên hình 3.16 là lực tạo cơ sở tăng trọng lượng cất cánh so với cất cánh theo phương thẳng đứng. Khi chạy đà ngắn cánh máy bay "Harrier" đảm bảo nhận được 90 N lực nâng trên 1 m chạy đà và 160 N cho 1 km / h tốc độ. Nếu điều chỉnh cho chiều dài tương đối của các vectơ lực trong đa giác lực, thì hình 3.15 về cơ bản áp dụng chung được cho tất cả các trường hợp cất cánh ngắn từ boong phẳng với điều kiện việc cất cánh phải được lên kế hoạch theo cách cần phải có và được thực hiện đúng đắn.

Khi cất cánh bằng cầu bật người ta sử dụng hiệu ứng nổi tiếng là tăng thời gian bay của vật được ném bằng cách gán cho nó thành phần theo chiều thẳng đứng của xung ban đầu. Thành phần thẳng đứng của xung ban đầu với máy bay được đảm bảo do sự uốn cong quỹ đạo của nó trong phân đoạn tăng tốc cuối cùng trên boong tàu tại cầu bật mặt cong (xem hình. 3.16). Việc xoay vector lực đẩy của máy bay VTOL khi cất cánh bằng cầu bật được thực hiện vào thời điểm khi máy bay đang ở cuối đoạn đường cất cánh có độ cong, khi tốc độ thấp hơn nhiều so với cất cánh ngắn từ boong phẳng.

Như đa giác lực thể hiện từ bên phải, khi phóng ra khỏi dầm biên thì vector gia tốc hướng về phía trước và xuống dưới (mũi tên trắng). Máy bay chưa thực hiện đường bay vào thời điểm này theo khái niệm thông thường. Vector tổng hợp có hai thành phần quan trọng, một hướng theo {196} quỹ đạo lên của đường bay và làm cơ sở tăng tốc độ đối không (thành phần này đóng một vai trò cực kỳ quan trọng), còn thành phần thứ hai - theo chiều thẳng đứng, nó là trọng lực chưa được lực nâng cánh hỗ trợ trong chuyến bay. Nó sẽ làm lệch dần vector vận tốc xuống dưới.


Рис. 3.16. Характеристики и многоугольники сил при трамплинном взлете СВВП

Hình 3.16. Các đặc tính và các đa giác lực khi cất cánh bằng cầu bật của máy bay VTOL


Để đạt được các đặc tính tốt nhất cho máy bay phản lực cất cánh từ cầu bật, cần biết cách làm thế nào để cân bằng hai thành phần này trong quá trình cất cánh.

Với gia tốc dương, đảm bảo tăng tốc độ vài km / h trong một giây, đa giác lực phải có dạng thể hiện trong sơ đồ trung tâm một vài giây sau khi cất cánh từ cầu bật. Do tăng tốc độ mà lực nâng và sức cản chính diện tăng lên so với vị trí đầu tiên. Một phần nhỏ trọng lực của máy bay còn chưa được cân bằng bởi lực nâng của cánh, sự uốn cong quỹ đạo bay xuống dưới giảm, và thành phần gia tốc đang tăng có hướng dọc theo tiếp tuyến với quỹ đạo, đảm bảo gia tăng lớn hơn nữa tốc độ đối không.

Cần lưu ý rằng góc lệch phếu phun đối với thân máy bay có vẫn không đổi trong suốt quá trình diễn ra phân đoạn này của quỹ đạo bay. Điều này được thực hiện để sau khi thay đổi vị trí lần thứ nhất các phễu quay của động cơ khi tách khỏi boong tàu sân bay, phi công có cơ hôi thực hiện các nhiệm vụ đơn giản càng nhiều càng tốt, tức là để giảm gánh nặng cho phi công. {197}

Cuối cùng, từ bên trái trên hình. 3.16 cho thấy các đặc tính của đường bay và đa giác lực, có thể nhìn thấy trên hình. 3.15 khi áp dụng cho cất cánh ngắn từ boong bay phẳng. Từ điểm này của quỹ đạo, phi công có thể bắt đầu đặt lệch phễu phun về phía sau và sau mười lăm giây truyền toàn bộ trọng lực của máy bay sang cánh, cũng như khi cất cánh từ boong bay phẳng.


Рис. 3.17. Сравнение короткого взлета и трамплинного взлета

Hình 3.17. So sánh cất cánh ngắn và cất cánh từ cầu bật


Hình. 3.17 trực tiếp so sánh cất cánh ngắn từ boong phẳng và từ cầu bật. Trọng lượng máy bay, cấu hình, lực đẩy thiết bị động lực và các điều kiện khí quyển là như nhau trong cả hai trường hợp. Góc nghiêng của đoạn cầu bật - khoảng 20°.

Quan trọng nhất và ưu thế nhất rõ ràng là cất cánh ngắn, nó tạo cơ sở làm giảm đáng kể tốc độ tách khỏi boong tàu nhờ sử dụng cầu bật.

Nếu ta tính đến tải trọng có ích 16 kg cho mỗi 1 km / h tốc độ đối không khi cất cánh, có thể thấy rõ ràng rằng chiều dài chạy đà, cho tốc độ thoát boong 111 km / h, góc nghiêng đường cầu bật khoảng 20° sẽ cho phép máy bay mang theo một trọng tải có ích 900 kg lớn hơn trong quá trình cất cánh sử dụng cầu bật so với cùng độ dài đường chạy đà từ boong phẳng, cho cùng một tốc độ thoát boong.

Cũng rất rõ ràng là trong lúc cất cánh sử dụng cầu bật với trọng lượng cất cánh nhỏ hơn trọng lượng cất cánh tối đa tăng cường đã nhắc ở trên, tàu sân bay không cần phải đi ở tốc độ cao trong thời tiết không có gió, bởi vì cầu bật đảm bảo lực nâng tương đương với lực nâng phát sinh khi tốc độ gió trên boong khoảng 55 km / h. Như vậy, tính trung bình, ta đạt được sự tiết kiệm đáng kể chi phí nhiên liệu hàng hải. {198}
..........
« Sửa lần cuối: 18 Tháng Tám, 2014, 11:24:43 PM 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