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. 07 Tháng Bảy, 2020, 11:34:15 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 52861 lần)
0 Thành viên và 1 Khách đang xem chủ đề.
qtdc
Thượng tá
*
Bài viết: 3299


« Trả lời #50 vào lúc: 09 Tháng Mười Một, 2014, 10:51:08 pm »

(tiếp)

Tất cả các số liệu dẫn trên là tương ứng với góc tấn của máy bay bằng không. Nếu góc tấn tăng lên (hình 3.39) từ 0 đến 10°, thì tại các độ cao Н của vị trí máy bay, bằng 0,8 và 2, giá trị tương đối của lực nâng sẽ giảm đáng kể từ –0,01 tới –0,078 và từ 0,01 tới –0,019 một cách tương ứng. Đối với khoảng cách H/Dэ = 5...8 sự thay đổi  {234}  của lực nâng là không đáng kể. Đặc tính trên của sự thay đổi lực nâng khi góc tấn tăng đối với sơ đồ máy bay VTOL có 3 dòng xả này bắt nguồn từ 2 yếu tố: thứ nhất, cùng với việc góc tấn tăng thì  cửa hút gió phía trước tách xa ra bề mặt sân đậu và tác động của dòng xả thực sự giảm nhiều, hiệu ứng vòi phun tại các cự ly này theo lẽ thường sẽ không còn tồn tại và thứ hai, sự tăng cường tác động tương hỗ của hai dòng xả phía sau do giảm khoảng cách từ chúng tới sân đậu và không có nhân vòi phun. Ở đây chỉ tồn tại mặt phẳng dọc của vòi phun. Tất cả điều đó dẫn đến tăng tác động hút và gần như mất hoàn toàn hiệu ứng vòi phun. Nếu góc tấn trở thành góc âm, ta sẽ quan sát thấy gia số lực nâng là không đáng kể. Nguyên nhân của nó là sự tồn tại nhân vòi phun do tác động tương hỗ lẫn nhau của các dòng xả phía sau và sự hướng dòng chảy dọc theo trục máy bay, dòng đó tác động tương hỗ với dòng của cửa hút gió phía trước. Với sự thay đổi góc tấn thì mô-men nghiêng dọc trục cũng thay đổi đáng kể. Sự thay đổi mô-men nghiêng dọc được sinh ra bởi việc giảm tác động hút của phần đuôi khi tác động hút của phần mũi tăng lên và có sự chuyển vị điểm đặt của vòi phun về phía sau tại các góc tấn giá trị âm. Như vậy, nhìn từ quan điểm độ lớn của lực nâng và các mô-men, thì vị trí tương đối của máy bay VTOL sẽ đóng một vai trò lớn trong tương quan với boong tàu luôn chao đảo. {235}


Рис. 3.39. Изменение подъемной силы СВВП для разных значений угла атаки

Hình 3.39. Sự thay đổi lực nâng của máy bay VTOL đối với các góc tấn có giá trị khác nhau.


Trên hình 3.40 có dẫn ra quan hệ phụ thuộc của sự thay đổi gia số lực tác động lên máy bay VTOL trong một sơ đồ khác có bốn dòng xả (kiểu «Harrier»). Sự phụ thuộc của lực nâng tổng cộng vào khoảng cách tới bề mặt sân đậu được trình bày trên cơ sở các khảo sát thực nghiệm [12], mà các thành phần là — các lực hút ΔYс.в/P và ΔYпр/P và lực vòi phun ΔYф/P — được tính toán theo phương pháp dẫn ở trên. Thành phần âm của lực hút của dòng cận thân tăng mạnh từ –0,02 tới –0,2 cùng với việc giảm khoảng cách đến sân đậu từ 8 tới 1. Đồng thời lực vòi phun tăng nhanh từ 0 tới +0,18. Kết quả là lực nâng tổng cộng tăng từ từ, đạt đến trị tối đa ở H/Dэ = 2...3, còn sau đó giảm đi một chút. Điều quan trọng là đường cong tính toán của lực nâng tổng cộng trùng khớp khá tốt với các số liệu thực nghiệm (các chấm khuyên tròn trên hình).


Рис. 3.40. Зависимость приращений ΔY/P, ΔYс.в/P, ΔYпр/P и ΔYф/P СВВП типа «Харриер» от H/Dэ

Hình 3.40. Sự phụ thuộc của các gia số ΔY/P, ΔYс.в/P, ΔYпр/P và ΔYф/P của loại máy bay VTOL «Harrier» vào H/Dэ


Như ta thấy trênn hình các hình 3.38...3.40, vai trò rất lớn trong việc làm giảm tổn thất lực nâng do hiện tượng hút không khí xung quanh bởi các dòng xả chảy lan trên bề mặt sân đậu, thuộc về sự xuất hiện vòi phun và tác động của nó lên bề mặt máy bay. Sự xuất hiện vòi phun và hiệu ứng tác động của nó lên bề mặt máy bay phụ thuộc vị trí phân bố các vòi xả trên máy bay, vào diện tích bề mặt máy bay VTOL nằm giữa các vòi xả và tương quan của nó với {236} diện tích các miệng xả, cũng như vào vị trí phân bố cánh đối với tiết diện các miệng xả và dòng xả. Các lực vòi phun ở các hệ thống thiết bị động lực có 3 và 4 ống xả, có diện tích bề mặt máy bay VTOL giữa các vòi xả đủ lớn, sẽ đạt tới các giá trị đáng kể, vượt qua lực hút hoặc xấp xỉ gần bằng nó.

Khảo sát dòng vòi phun và hoạt động của nó trên bề mặt máy bay VTOL chỉ ra có tồn tại vùng có các áp suất âm ở mặt dưới cạnh sườn từ các vùng áp suất dương mà vòi phun tạo ra giữa các mặt cắt vòi xả. Giả thiết điều đó có nguyên nhân ở sự ngắt dòng vòi phun và chu trình tuần hoàn kín của các mép ngoài của nó trong dòng xả tự do.. Đó có lẽ là nguyên nhân cơ bản làm giảm tác động của vòi phun trên bề mặt dưới máy bay VTOL. Tất cả các số liệu dẫn ra về hiện tượng hút do các dòng khí xả và tác động của vòi phun liên quan đến các dòng đối xứng trục. Các số liệu xác định hiệu ứng tác động của dòng xả thẳng góc và hoạt động tương hỗ giữa chúng khi máy bay VTOL ở trạng thái bay treo là ít hơn khá nhiều và còn chưa được nghiên cứu đầy đủ. Tuy nhiên ngay cả với một số lượng công việc còn hạn chế cũng chỉ ra rằng, khi dòng xả thẳng ở tư thế nằm ngang thì dòng vòi phun thực tế không tồn tại, sự tổn thất lực nâng tương tự các tổn thất của một dòng xả trụ tròn đơn lẻ có kích thước tương. Khi dòng xả ở tư thế nằm dọc ta sẽ quan sát thấy có dòng vòi phun thực sự, đủ để loại trừ tác động hút có tính tiêu cực của dòng xả. Ngoài ra còn cần có tài liệu thống kê số lượng lớn để nghiên cứu sâu hiệu ứng khi áp dụng thiết bị xả thẳng góc.
.........
« Sửa lần cuối: 10 Tháng Mười Một, 2014, 06:24:55 pm gửi bởi qtdc » Logged
qtdc
Thượng tá
*
Bài viết: 3299


« Trả lời #51 vào lúc: 10 Tháng Mười Một, 2014, 10:28:44 pm »

(tiếp)

Vì vậy, khi chọn bố cục thiết bị động lực trên máy bay VTOL và chọn vị trí các cơ cấu xả xuất phát từ các công thức đã dẫn và các số liệu thực nghiệm trên các mô hình và các mẫu thực ngoài trời cần bố trí miệng xả theo cách sao cho hình thành dòng vòi phun, sao cho nhân vòi phun chắc chắn xuất hiện và nó sẽ tác động lên bề mặt dưới của máy bay VTOL mà không có hiện tượng chảy lan, nghĩa là được khép kín bởi bản thân kết cấu máy bay. Bằng cách bố trí hợp lý dòng xả và tạo khả năng để "ghìm giữ" được xung lượng bên cạnh sân cất-hạ cánh ta sẽ có được sự gia tăng rõ rệt lực nâng của máy bay VTOL trong tương quan với lực đẩy của thiết bị động lực.

Với tư cách là thiết bị giữ xung lượng dòng vòi phun, có thể sử dụng các bầu khí động (gondola) chứa vũ khí được thu vào một cách đặc biệt, hoặc các cánh tà cố định, kích thước và {237}  tư thế của chúng được chọn lựa sao cho dòng vòi phun hướng lên sẽ gần như triệt tiêu xung lượng và không chảy vào khu vực cửa hút khí của thiết bị động lực.


Рис. 3.41. Изменение приращения суммарной подъемной силы СВВП от H/Dэ:
1 — без устройства повышения подъемной силы; 2 — с устройством повышения подъемной силы; 3 — устройство повышения подъемной силы

Hình 3.41. Sự thay đổi gia số lực nâng tổng cộng của máy bay VTOL vào H/Dэ:
1- không có thiết bị tăng cường lực nâng; 2- có thiết bị tăng cường lực nâng; 3- thiết bị tăng cường lực nâng


Đối với sơ đồ máy bay VTOL cận âm có 3 quạt nâng làm việc như thiết bị cải thiện lực nâng, có thể sử dụng các sườn dài dọc thân, khép kín bằng các sườn ngang sau quạt nâng phía trước. Tất cả các sườn bố trí trong khu vực giữa 3 quạt nâng trong vùng nhân vòi phun, hình thành bởi 3 dòng xả khi chúng tương hỗ tác động với nhau sau khi chảy loang trên bề mặt sân đậu. Bên trong giữa 3 sườn, dòng vòi phun, nhờ có các sườn, sẽ quay xuống dưới và kết quả là xuất hiện sự gia tăng lực nâng (hình 3.41). Trên độ cao dừng của máy bay, sự gia tăng lực nâng vào khoảng +8%, so với lực đẩy của thiết bị động lực, hoặc như ta thấy khi so sánh với máy bay VTOL không có thiết bị cải thiện lực nâng, thì sự gia tăng lực nâng sẽ đạt tới 12%. Lực vòi phun, tác động lên máy bay, không ngừng tăng cùng với việc giảm cao độ vị trí máy bay và đạt +12% so với giá trị 3% đối với máy bay không có thiết bị tăng cường lực nâng.

Đối với sơ đồ có 4 dòng xả kiểu «Harrier» việc lắp đặt 2 sườn dọc tại các bầu khí động chứa pháo đối không {238} dẫn tới việc tăng lực nâng lên 6%, còn việc lắp đặt tấm chắn thu gọn bổ sung nằm ngang, khép kín các sườn dọc, chỉ làm tăng lực nâng thêm 2,5% (hình 3.42). Điều đó có nghĩa là tại chế độ cất cánh, khi máy bay VTOL có dự trữ lực đẩy nhỏ nhất, việc lắp đặt thiết bị tăng cường lực nâng sẽ cho bổ sung 8...12% lực đẩy. Nó cho phép loại máy bay "Harriet" tăng được tải trọng có ích ở chế độ cất cánh thẳng đứng lên 25%. Ngoài ra, khi không có thiết bị tăng cường lực nâng ta sẽ quan sát thấy luồng khí xả nóng rất mạnh dọc thân máy bay chảy về phía cửa hút gió và rơi vào động cơ. Việc lắp các thiết bị dưới dạng sườn và tấm chắn dẫn đến giảm nhiệt độ khí gaz tại cửa vào động cơ máy bay «Harrier» đến 15...17°С.


Рис. 3.42. Изменение приращения суммарной подъемной силы от высоты СВВП типа «Харриер» при применении устройств повышения подъемной силы:
1 — без устройств увеличения тяги; 2 — с продольными ребрами на пушечных гондолах; 3 — с поперечным щитом, замыкающим продольные ребра

Hình 3.42. Sự thay đổi gia số lực nâng tổng cộng theo độ cao máy bay VTOL kiểu "Harrier" khi áp dụng thiết bị tăng cường lực nâng:
1- không có thiết bị tăng lực đẩy; 2- có các sườn dọc tại bầu chứa pháo; 3- có tấm chắn ngang, khép kín các sườn dọc

..........
« Sửa lần cuối: 12 Tháng Mười Một, 2014, 10:27:25 pm gửi bởi qtdc » Logged
qtdc
Thượng tá
*
Bài viết: 3299


« Trả lời #52 vào lúc: 13 Tháng Mười Một, 2014, 10:46:44 am »

(tiếp)

Như vậy, ở máy bay CHC thẳng đứng đã xuất hiện thiết bị mới — thiết bị duy trì dòng vòi phun hay là như thường gọi, thiết bị tăng cường lực nâng. Thiết bị đó cho giá trị tổng thể lực nâng ở chế độ CHC một lượng bổ sung ΔYу — lượng tăng do thiết bị tăng cường lực nâng. Các thiết bị đó là các chi tiết kết cầu máy bay như: sườn, tấm chắn, chúng cải thiện việc hiện thực hóa dòng vòi phun và nâng áp lực tại các bề mặt dưới của máy bay VTOL. Chúng không phải làm nhiệm vụ của các thiết bị ngăn khí gaz nóng rơi vào cửa hút gió của động. Hiện nay đã có các số liệu thực nghiệm và tổng kết của chúng, cho phép xác định lượng tăng lực nâng  {239}  ΔYу/Pв phụ thuộc cấu hình trên mặt bằng của máy bay VTOL, số lượng các dòng xả, sự bố trí của chúng và các tham số khác. Tuy nhiên chúng đòi hỏi xác định chính xác trên cơ sở các khảo sát tiếp theo.

Tính đến thiết bị tăng cường lực nâng thì sự thay đổi tổng cộng của lực nâng máy bay VTOL được trình bày dưới dạng sau:



Ngoài ra, có thể đưa vào một thành phần bổ sung khi tính đến sự thay đổi lực đẩy do nâng cao nhiệt độ tại lối vào động cơ do có lượng khí gaz nóng ΔYт/P lọt vào. Giá trị độ lớn của những tổn thất này được xác định theo giá trị trung bình của sự tăng cường nhiệt độ không khí đi vào động cơ theo công thức quen thuộc trong lý thuyết động cơ hoặc theo số liệu thử nghiệm động cơ tại các nhiệt độ không khí xung quanh khác nhau. Ngoài việc giảm lực đẩy động cơ sinh ra của không khí đã bị sưởi ấm, đặc biệt còn tính chất không đều do khí xả lọt vào cửa hút gió của động cơ, có thể gây ra sự làm việc không ổn định của động cơ và thậm chí làm động cơ bị tắt. Giá trị tổn thất ΔYт/P phụ thuộc mức bị đốt nóng của không khí đầu vào sẽ có thể là từ 2 cho tới 10%.

Chế độ chuyển tiếp chuyến bay của máy bay VTOL chứa trong nó một dải tốc độ từ tốc độ treo đến tốc độ cần thiết để bay chỉ dựa vào lực nâng khí động học, nghĩa là bằng các mặt phẳng tạo thành của bản thân máy bay.

Các hiệu ứng do dòng phản lực tạo ra có ảnh hưởng áp đảo đến các đặc tính của máy bay VTOL tại chế độ này, chúng làm thay đổi đáng kể các lực và mô-men tác động lên máy bay. Các yếu tố cơ bản làm cơ sở cho sự thay đổi này là việc dòng khí xả thoát ra từ miệng xả động cơ dưới một góc so với trục máy bay đang di chuyển theo phương ngang hoặc hoặc đang ở trong chuyển động tương đối: dòng khí gaz xả chảy vào dòng không khí bên ngoài đang chuyển động. Vì vậy nó có những hiệu ứng sau; sự biến dạng tiết diện dòng xả dọc theo dòng khí ngoài cùng với sự tạo thành các dòng xoáy đôi; hiện tượng ngắt dòng bên ngoài với bề mặt các dòng xả chảy bao quanh chúng; hiện tượng hãm dòng ngoài bởi các dòng xả.


Рис. 3.43. Характер движения выходной струи, истекающей из сопла двигателя в поток внешнего воздуха:
1 — двигатель; 2 — внешний поток; 3 — оси свертываемых вихрей; 4 — ось струи

Hình 3.43. Tính chất chuyển động của dòng khí xả chảy từ miệng xả động cơ vào dòng không khí bên ngoài:
1- động cơ; 2- dòng bên ngoài; 3- trục các dòng xoáy cuộn lại; 4- trục dòng xả


Trên hình 3.43 trình bày một dòng khí gaz đơn lẻ từ miệng xả động cơ 1 của máy bay VTOL chảy vào dòng không khí bên ngoài 2, có tốc độ V. Như chúng ta thấy, dưới tác động dòng bên ngoài, trục dòng xả bị uốn cong đáng kể,  {240}  nó dịch gần lại các bề mặt sau của máy bay. Dòng xả biến dạng khá nhiều dọc theo dòng ngoài, chuyển thành xoáy khí hình móng ngựa, cuối cùng tách thành hai dòng xoáy 3 quay ngược nhau, cường độ của chúng tăng lên cùng với việc quãng đường phải đi từ miệng xả đến luồng khí ngoài tăng lên. Như trên hình 3.43 cho thấy, tâm xoáy nằm cao hơn trục trung hòa của các dòng xả. Nếu có nhiều dòng xả, chúng sẽ cắt nhau khi bị uốn cong, tạo thành một dòng xả chung sau điểm giao cắt, như thể các dòng nước hòa nhập vào một dòng sông.

Dòng không khí bên ngoài sẽ chịu tác động mạnh của dòng xả thâm nhập vào trong nó, cũng vì thế mà hình thành trường áp suất bề mặt bao quanh dòng xả thoát ra. Các áp lực dương phát sinh phía trước dòng xả, trong khi đó dòng vận tốc cao vòng quanh dòng xả và vệt đi kèm của dòng xả có tính nhớt tạo nên các áp suất âm dọc theo dòng xả, cũng như các vùng ngắt các áp lực âm sau dòng xả. Khu vực áp suất âm có thể lan truyền ra 10–15 lần đường kính về mọi hướng so với dòng xả [12] và kết hợp với khu vực áp suất dương tạo thành mô-men nghiêng dọc theo hướng ngóc lên. Giá trị lực nâng hình thành và mô-men nghiêng dọc phụ thuộc quan hệ của tốc độ dòng ngoài tự do và dòng xả (V/Cc) và vào quan hệ của diện tích bề mặt máy bay với diện tích mặt cắt vòi xả. Tại các giá trị còn nhỏ của quan hệ vận tốc, khu vực áp suất âm có xu hướng lan về phía trước {241}, chiếm hoàn toàn khu vực áp suất dương như trong trường hợp bay treo. Tuy nhiên theo mức độ tăng cường vận tốc dòng bên ngoài thì khu vực áp suất dương sẽ tăng lên về phía trước dòng xả do hiệu ứng hãm.

Dòng xả tốc độ cao chảy vào dòng tự do bên ngoài, có tốc độ tương đối thấp, cũng gây ra tác động tương hỗ bề mặt, gây cảm ứng chảy hoặc hút không khí xung quanh hướng tới dòng xả. Sự phun trộn này cũng dẫn tới áp suất âm hay hiệu ứng hút trên bề mặt, mà từ đó dòng xả chảy ra, và phần nào là nguyên nhân làm xuất hiện các áp suất âm khi hãm, đã được xem xét ở trên. Sự tồn tại dòng ngoài cận âm ở chế độ chuyển tiếp chuyến bay sẽ tăng cường hiệu ứng phun trộn so với vị trí hiện có khi bay treo, cũng như làm lệch dòng xả về hướng chuyển động của dòng bên ngoài. Độ cong quỹ đạo dòng xả cũng ảnh hưởng đến sự phân bố áp lực bề mặt.

Cùng với việc tăng quan hệ vận tốc, trục dòng xả sẽ bị uốn lệch gần về vật thể bề mặt từ đó dòng xả chảy ra, đồng thời tăng tính hiệu quả phun trộn và lốc xoáy trong việc tạo thành áp lực âm trên bề mặt máy bay.

Khảo sát thực nghiệm ảnh hưởng dòng xả tròn, chảy vuông góc vào dòng cận âm bên ngoài, trên phân bố áp lực bề mặt cho thấy rằng, quan hệ vận tốc là tham số xác định khi mô tả phân bố áp lực bề mặt.

Các hiện tượng đã chỉ ra phụ thuộc không chỉ vào quan hệ vận tốc, mà còn vào cấu hình của máy bay (mặt bằng dưới, mặt bằng trên, số lượng và vị trí phân bố dòng xả) và có tính nhạy cảm với trạng thái hình học của dòng xả tương quan với cánh và giá trị quan hệ của diện tích mặt cắt vòi xả và bề mặt máy bay. Góc nghiêng của dòng xả chảy ra với bề mặt máy bay có một ý nghĩa quan trọng.
........
« Sửa lần cuối: 13 Tháng Mười Một, 2014, 11:01:32 pm gửi bởi qtdc » Logged
qtdc
Thượng tá
*
Bài viết: 3299


« Trả lời #53 vào lúc: 21 Tháng Mười Một, 2014, 10:59:46 pm »

(tiếp)

3.4.2. Tương tác của các dòng khí xả với dòng chất lưu bên ngoài và hiện tượng khí xả lọt tới đầu vào động cơ

Khí gaz thoát ra từ một (hay nhiều) động cơ của máy bay VTOL, đập vào bề mặt sân CHC và chảy lan khắp diện tích theo hình quạt về tất cả các hướng. Khi có nhiều vòi xả ở một hoặc một số động cơ, dòng khí gaz sau khi đập vào sân CHC sẽ tương tác với nhau và phản xạ lại khỏi {242} bề mặt đường băng lên phía trên (hình 3.45.), chúng đập vào thân máy bay và chảy lên phía trước hướng vào cửa hút khí của động cơ và hướng về phần phía sau của máy bay. Ngoài những dòng chảy đó, trên bề mặt sân CHC còn hình thành hai dòng, di chuyển theo hướng dọc thân máy bay và vuông góc với nó.

Dòng chảy khí gaz nóng, di chuyển dọc bề mặt thân máy bay, có thể rơi tới lối vào cửa hút không khí và gây ra sự đốt nóng không đồng đều không khí tại cửa vào động cơ. Ngoài ra, dòng khí xả di chuyển dọc theo bề mặt đường băng về hướng phần phía trước của máy bay, khi gặp dòng không khí đang ập đến sẽ bốc lên cao cũng có thể rơi vào cửa hút không khí.

Việc khí thải bị cuốn vào cửa hút không khí động cơ tạo ra một vấn đề nghiêm trọng cho máy bay cất cánh và hạ cánh thẳng đứng có động cơ phản lực. Do sự tăng cao nhiệt độ không khí tại cửa hút không khí mà làm giảm lực đẩy động cơ, điều đó có tác động đáng kể đến thời gian và tính chất của quỹ đạo cất cánh. Hơn nữa, do nhiệt độ tại cửa hút không khí gia tăng quá nhanh hoặc sự đốt nóng không đồng đều không khí ở đầu vào máy nén động cơ, sẽ xảy ra việc giảm dự trữ ổn định của máy nén và hậu quả của nó - bị kích thích sang chế độ tối đa và các chế độ làm việc gần với nó.


Рис. 3.44. Характер движения одиночной выходной струи при ее ударе о поверхность площадки:
а — при безветрии; б — при наличии ветра

Hình 3.44. Tính chất chuyển động của dòng xả đơn khi đập vào bề mặt sân CHC:
a- khi không có gió; b- khi có gió


Khi khí xả rơi tới lối vào, trong động cơ sẽ xảy ra sự không phù hợp của lực đẩy thành phần của thiết bị động lực. Do thay đổi độ lớn các lực đẩy thẳng đứng có tác động cân bằng của các động cơ nâng-hành trình, động cơ nâng và khoảng cách từ chúng đến trọng tâm của máy bay VTOL, và do đó sẽ phát sinh các mô-men nghiêng dọc, độ lớn của chúng tùy thuộc vào mức độ tăng nhiệt độ ở đầu vào trong các động cơ nâng và động cơ nâng-hành trình.

Các nguyên nhân chính của hiện tượng khí thải bị hút vào các cửa hút không khí của máy bay VTOL là:
a) sự tương tác của nhiều dòng xả, chảy lan trên bề mặt đường CHC, làm một phần khí gaz bốc lên phía thân máy bay;
b) sự hãm về phía trước (theo chuyển động của máy bay VTOL) của phần khí xả định hướng bởi dòng không khí ùa đến và nâng nó lên trên bề mặt đường băng;
c) ảnh hưởng của các cơn gió, mà do đó các dòng xả động cơ bị hãm lại, bốc lên phía trên và di chuyển theo hướng ngược lại - về phía máy bay; {243}
d) dòng đối lưu khí xả nóng di chuyển lên phía trên, vì thế tại một khoảng cách xác định so với máy bay và một phần khu vực gần nó, sẽ hình thành một vùng hình chén có nồng độ khí thải khá đậm.

Cơ chế hút khí xả vào cửa hút gió được xem xét đơn giản hơn cả là xem xét các động cơ nâng lắp đặt riêng rẽ, bất kể các yếu tố kết cấu của máy bay.

Hiện tượng hút khí thải vào cửa hút không khí của động cơ nâng đơn lẻ được tạo ra như sau. Sau khi dòng xả đập vào bề mặt đường băng, nó chảy lan ra mọi hướng ở các cự ly lớn so với động cơ. Khi không có gió, khoảng cách này là L / Dc = 50 ... 100 (hình. 3.44, a). Tại khoảng cách này các dòng xả tách khỏi bề mặt đất do tác động của lực Archimede và hướng lên trên. Sau một thời gian, chúng có thể rơi vào cửa hút không khí của động cơ (đó là hiện tượng hút khí gas từ trường phân bố xa của dòng chảy khí gas). Nhờ sự hút không khí xung quanh vào cửa hút không khí mà một phần khí thải gần miệng xả do đối lưu sẽ bốc lên trên, đủ gần với cửa hút không khí và bị hút vào nó (hiện tượng hút khí xả từ trường phân bố gần). Kết quả là nhiệt độ trong cửa hút khí động cơ tăng lên khoảng 2 ... 4 ° khi hút ở trường phân bố xa và 6 ... 8 ° - khi hút từ trường phân bố gần. {244}

Trong các điều kiện không gió, nhiệt độ ở đầu vào của động cơ sẽ tăng từ từ và đạt giá trị tối đa của nó trong khoảng 10-15 giây.
Gió sẽ làm thay đổi đáng kể tính chất chuyển động của các dòng khí thải khi một động cơ nâng duy nhất vận hành (hình 3.44, b). Khi vận tốc gió 5 m / s thì khí thải thoát ra từ động cơ chỉ ở khoảng cách L/Dc = 20...30, sẽ bốc lên hướng tới cửa hút không khí của động cơ và bị hút dễ dàng vào nó. Việc tách dòng cận thân sẽ tới, khi quan hệ của vận tốc gió với vận tốc cục bộ của dòng xả đạt đến giá trị tới hạn.

Tại tốc độ gió 15 m / s và H/Dc ~ 2, sự tăng nhiệt độ không khí tại lối vào động cơ là khoảng 15 ... 18 °.

Ở chế độ gaz nhỏ khi tốc độ gió ~ 5 m / s sự tăng nhiệt độ tối đa là khoảng 18 ... 22 °. Lý do cho sự gia tăng nhiệt độ lớn khi ở chế độ gaz nhỏ, rõ ràng, nằm ở thực tế rằng vận tốc dòng khí thải thoát ra ở chế độ gaz nhỏ là không lớn, do đó chúng không thoát xa ra khỏi vòi phun và chúng đến gần cửa hút không khí của động cơ mà vẫn giữ được nhiệt độ cao hơn.
........
« Sửa lần cuối: 22 Tháng Mười Một, 2014, 01:03:04 am gửi bởi qtdc » Logged
qtdc
Thượng tá
*
Bài viết: 3299


« Trả lời #54 vào lúc: 23 Tháng Mười Một, 2014, 12:23:43 am »

(tiếp)

Như vậy, sự gia tăng tốc độ gió gây ra sự gia tăng nhiệt độ tại đầu vào trong động cơ nâng đơn nhất ở chế độ hoạt động tối đa của động cơ cũng như đặc biệt ở chế độ gaz nhỏ. Chẳng hạn khi tăng tốc độ gió từ 5 đến 10 m / s sẽ làm tăng nhiệt độ không khí tại lối vào động cơ từ 10...12° đến 14...15°С ở chế độ tối đa và từ 18...22 đến 26... 31°С ở chế độ gaz nhỏ. Việc tăng nhiệt độ tại đầu vào động cơ không chỉ phụ thuộc vào tốc độ gió, mà còn phụ thuộc cả vào hướng.

Một tính năng quan trọng ở đây là cường độ lớn của sự gia tăng nhiệt độ không khí đi vào theo thời gian. Khí thải trong khoảng 0,2 ... 0,4 giây sẽ được tỏa ra dọc đường băng đến khoảng cách 20 ... 30 lần đường kính vòi phun, bị hãm lại bởi gió và bắt đầu bốc lên và di chuyển về phía động cơ. Sau 1 giây, chúng sẽ xộc tới lối vào cửa hút không khí và bị hút vào động cơ. Nhiệt độ không khí tại lối vào trong động cơ sẽ tăng lên đến 15 ° C sau 3.5 giây. Tốc độ tăng nhiệt độ cao như vậy ở đầu vào của động cơ là một vấn đề còn nghiêm trọng hơn so với mức tối đa tăng nhiệt độ của không khí đi vào.

Các đặc tính dòng chảy khí thải trong các điều kiện {245} không có gió đối với sơ đồ có hai động cơ nâng riêng biệt, nằm ở vị trí cách xa nhau một khoảng nào đó, khác với cơ chế được mô tả trước đây khi có mặt đài phun hướng lên giữa các động cơ do sự tương tác của hai dòng xả phản lực.

Một phần khí thải lan truyền trên bề mặt đất theo các hướng xuyên tâm tương tự sơ đồ một ống xả và không bị hút vào cửa hút không khí. Một phần khí thải khác di chuyển hướng tâm và lên cao dưới dạng một đài phun trong không gian giữa các động cơ. Từ đây khí gaz đã có nhiệt độ tương đối cao, bởi vì chúng không đi xa khỏi các miệng xả và hòa trộn với không khí xung quanh không nhiều, dễ dàng rơi vào cửa hút không khí của động cơ, tức là xảy ra hiện tượng hút khí gaz nóng từ trường phân bố gần. Ở những khoảng cách nhỏ từ miệng ống xả đến mặt đất, đóng vai trò chính là hiệu ứng hút từ trường phân bố gần. Ở những khoảng cách lớn, vai trò của nó gần như biến mất và ảnh hưởng cơ bản đến sự đốt nóng sơ bộ bắt đầu sẽ là hiệu ứng hút khí gaz từ trường phân bố xa. Hiện tượng này sẽ diễn ra nếu như giữa các động cơ không có các yếu tố kết cấu nào cả. Sự hiện diện của các yếu tố kết cấu máy bay sẽ làm thay đổi mô hình dòng chảy khí thải, tuy nhiên chúng có xu hướng bốc lên và lây lan xung quanh khung máy bay. Kết quả là, nhiệt độ không khí tăng lên ở các cửa hút không khí bên sườn của các động cơ nâng-hành trình, cũng như trong các cửa hút không khí bố trí ở phần phía trên của các động cơ nâng của máy bay.

Ảnh hưởng của gió đến sơ đồ nhiều động cơ trên thực tế cũng gần như với sơ đồ một động cơ, còn cơ chế xâm nhập khí nóng vào cửa hút không khí cũng tương tự như mô tả trước đây.

Việc hút khí nóng vào cửa hút không khí của động cơ xảy ra trên một mức độ lớn hơn tại các trường hợp sơ đồ đa miệng xả, tuy nhiên điều này phần lớn phụ thuộc vào sơ đồ bố trí vòi phun. Ví dụ, nếu tất cả các vòi xả được bố trí rất gần nhau, chúng sẽ hoạt động như một vòi xả duy nhất, nhiệt độ trong cửa hút không khí sẽ tăng với độ lớn gần tương tự như ở sơ đồ một miệng xả đơn. Ngoài ra, bức tranh hiện tượng hút khí thải vào cửa hút không khí của thiết bị động lực của máy bay VTOL phần lớn xác định nhờ các yếu tố: sơ đồ kết cấu máy bay (hình dạng và vị trí của cánh, đường kính thân, chiều cao của sát-xi); số lượng, chủng loại và bố cục sắp xếp các động cơ trên máy bay; vị trí các cửa hút không khí của động cơ. {246}


Рис. 3.45. Характер течения выходных струй у СВВП с двумя подъемными и одним подъемно-маршевым двигателями:
1, 2 — подъемные двигатели; 3 — подъемно-маршевый двигатель; 4 — пристеночные струн; 5 — фонтанный поток; 6 — внешний поток; 7 — вход в воздухозаборники

Hình 3.45. Tính chất chảy của dòng khí xả ở máy bay VTOL hai động cơ nâng và một động cơ nâng-hành trình:
1,2- các động cơ nâng; 3- động cơ nâng-hành trình; 4- các dòng cận bề mặt; 5- luồng đài phun; 6- luồng khí bên ngoài; 7- lối vào cửa hút không khí


Bố cục của máy bay VTOL có hai động cơ nâng (1 và 2) và một động cơ nâng-hành trình (3) có các đặc điểm riêng xét từ điểm nhìn hiện tượng xâm nhập khí thải tại lối vào động cơ (hình 3.45). Trong vùng lân cận khung máy bay VTOL có hai động cơ nâng và một động cơ nâng-hành trình sẽ hình thành các dòng cận thân (cận bề mặt đất) xuyên tâm 4, sự tương tác giữa chúng dẫn đến xuất hiện một sóng dâng (đài phun) 5. Sóng dâng này, chảy từ bên dưới thân máy bay, đi gần đến các đầu vào các cửa hút không khí 7. Hiện tượng hút khí gaz nóng từ sóng dâng này phụ thuộc vào chế độ hoạt động của động cơ và luồng không khí bên ngoài 6. Sự đốt nóng đáng kể nhất không khí vào động cơ sẽ quan sát thấy trong các cửa hút không khí của các động cơ nâng-hành trình ở các chế độ làm việc, tương ứng với 45-100% lượng tiêu thụ không khí qua động cơ. Sự gia tăng nhiệt độ trong dải phạm vi các chế độ này là 55 ° C. Đến 45% lượng tiêu thụ tăng nhiệt độ một cách tuyến tính từ 5-55 ° C. Trong các động cơ nâng ta quan sát thấy sự tăng nhiệt độ thấp hơn đáng kể từ 5-15 ° C.

Ảnh hưởng rất quan trọng đến sự xâm nhập của khí nóng vào các cửa hút không khí, như trình bày ở trên, là dòng không khí bên ngoài chảy đến. Chẳng hạn, luồng không khí trực diện bên ngoài (hình 3.45) sẽ làm tách dòng xả cận bề mặt, đẩy ngoặt nó theo hướng ngược lại và tạo khả năng để nó xâm nhập tới lối vào của cửa hút không khí.
...........
Logged
qtdc
Thượng tá
*
Bài viết: 3299


« Trả lời #55 vào lúc: 26 Tháng Mười Một, 2014, 09:35:02 pm »

(tiếp)

Để xác định ảnh hưởng dòng không khí ngoài tràn tới lên hiện tượng khí xả phản xạ lọt vào động cơ qua đầu vào cửa hút không khí, người ta đã tiến hành các nghiên cứu thực nghiệm tác động tương hỗ của các dòng khí xả từ động cơ nâng với dòng khí bên ngoài thổi qua.


Рис. 3.46. Схема установки для проведения экспериментальных исследований попадания выхлопных газов на вход в двигатели

Hình 3.46. Sơ đồ thiết bị để tiến hành các nghiên cứu thực hiện hiện tượng khí xả xâm nhập lối vào động cơ


Sơ đồ nguyên tắc thiết bị tiến hành thực nghiệm khảo sát được trình bày trên hình 3.46. Nghiên cứu được thực hành ngoài trời có nhiệt độ 10...40°С tại ba giá trị áp suất trước các ống xả: 113; 147 и 214 кPа. Cao độ Н của vị trí mô hình trên bề mặt sân CHC có sự biến đổi và là 1,35; 2,33 и 3. Trên mỗi cao độ lần lượt thiết lập 7 giá trị các góc γ quay dòng khí xả động cơ nâng 0, ±10, ±20 и ±30°. Tại mỗi chế độ, vận tốc dòng khí tràn tới Vн.п sẽ được biến đổi: 0, 20, 36 m/giây. Tại một trong các chế độ khi рс* = 214 кPа và ba giá trị γ: 0, –10, –20° ảnh hưởng của dòng khí xô tới được khảo sát chi tiết hơn với các vận tốc Vн.п: 0; 20; 27; 31 và 36 m/giây. Tại lối vào cửa hút khí người ta thiết lập áp suất khí quyển và độ loãng không khí. Đánh giá tính chất chuyển động của dòng xả và sự tương hỗ tác động của chúng với dòng ngoài được thực hiện bằng cách thị giác hóa đường đi dòng xả bằng khói màu và vị trí sợi chỉ, cũng như nhờ chụp biểu đồ vector vận tốc, các phép đo áp suất tĩnh học và áp suất toàn phần trong dòng chảy và phân bố áp suất tĩnh học trên bề mặt sân CHC.

Phân tích ảnh hiện hình dòng chảy và số đo các tham số ở các chế độ khác nhau cho phép xác định điểm tách dòng chảy khí xả động cơ khỏi bề mặt sân CHC khi nó gặp dòng ngoài và phụ thuộc tạo độ điểm tách dòng vào áp suất khí gaz trước vòi xả, các góc nghiêng thoát ra của dòng khí xả các động cơ nâng, tốc độ dòng không khí thổi tới và độ cao của vị trí mô hình máy bay VTOL trên bề mặt sân CHC.


Рис. 3.47. Зависимость относительной дальности lотр места отрыва потока от угла γ истечения выходных струй и давления рс* на входе в сопло при скорости набегающего потока 20 м/с

Hình 3.47. Sự phụ thuộc của cự ly tương đối lотр của địa điểm tách dòng vào góc xuất phát γ của các dòng xả và áp suất рс* tại lối vào vòi phun khi vận tốc dòng không khí tràn tới là 20m/giây


Tọa độ điểm tách được coi là tọa độ điểm dời tối đa của dòng xả chảy ra từ ống xả hướng tới dòng ngoài tại điểm gặp và bắt đầu quá trình nâng. Khi bắt đầu đọc số trục động cơ trước ở tư thế thẳng đứng.

Các thí nghiệm vô số đã cho phép tìm ra mối liên hệ phụ thuộc giữa vị trí điểm tách lотр và hiện tượng thải quá (xâm nhập) khí gaz xả từ các động cơ nâng vào cửa hút khí động cơ nâng-hành trình. Đã xác định được lкр.отр, nghĩa là giá trị tối thiểu của cự ly tương đối của hiện tượng tách mà ở đó bắt đầu có hiện tượng thải quá. Điểm này nằm phía trước mặt phẳng mặt cắt cửa hút không khí.


Рис. 3.48. Зависимость относительной дальности места отрыва потока от угла истечения выходных струй и давления на входе в сопло при скорости набегающего потока 30 м/с

Hình 3.48. Sự phụ thuộc của cự ly tương đối của địa điểm tách dòng vào góc xuất phát của các dòng xả và áp suất tại lối vào vòi phun khi vận tốc dòng không khí tràn tới là 30m/giây


Trên các hình 3.47 và 3.48 dẫn ra sự phụ thuộc của cự ly tương đối tách dòng lотр vào các góc xuất dòng xả γ, áp suất trước miệng ống xả рс*. Trên hình 3.47 những quan hệ phụ thuộc này được dẫn ra đối với vận tốc dòng ngoài thổi tới 20 м/giây, còn trên hình 3.48 — đối với vận tốc 36 м/giây. Từ các số liệu hình 3.47 và 3.48 ta thấy rằng tính chất của các đường cong và kết quả về số lượng ít phụ thuộc cao độ vị trí máy bay VTOL trên sân CHC trong dải giá trị Н = 1,35...3. Ảnh hưởng thực sự đến tọa độ điểm tách dòng là góc xuất ra của dòng xả và áp suất tại lối vào vòi phun của động cơ, cũng như  vận tốc thổi tới của dòng không khí bên ngoài. Chẳng hạn, ở các góc xuất của dòng chảy –10...+30° và áp suất tại lối vào miệng phun 150...218 кPа khi vận tốc dòng ngoài 20 м/giây có sự thải quá các dòng khí xả vào cửa hút khí động cơ nâng-hành trình. Tại vận tốc dòng ngoài 30 м/giây khi góc xuất ra 0...–30° trong toàn bộ dải áp suất ở lối vào miệng phun ta không quan sát thấy sự thải quá thừa và chỉ ở các góc xuất dương (0...+30°) nó mới xuất hiện. Điều đó có nghĩa rằng với sự tăng vận tốc dòng ngoài sự tách dòng xả được bắt đầu ở các khoảng cách ít nguy hiểm hơn và dòng khí xả sẽ bị uốn cong xuống phía dưới thấp hơn cửa hút khí.
.........
« Sửa lần cuối: 26 Tháng Mười Một, 2014, 11:14:02 pm gửi bởi qtdc » Logged
qtdc
Thượng tá
*
Bài viết: 3299


« Trả lời #56 vào lúc: 28 Tháng Mười Một, 2014, 11:15:39 pm »

(tiếp)

Trên hình 3.49 đưa ra sự phụ thuộc của cao độ tối đa đỉnh dòng khí xả ngoặt của động cơ vào góc xuất của dòng xả đối với tốc độ dòng không khí ngoài 20 và 36 м/giây khi áp lực tại lối vào miệng phun 214 кPа và độ cao tương đối của vị trí máy bay VTOL trên sân CHC là 1,35. Với sự thay đổi các góc xuất từ các giá trị dương đến các giá trị âm, cao độ đỉnh giảm xuống đáng kể, nó cũng giảm xuống khi tăng vận tốc dòng không khí ngoài. Khi tốc độ luồng không khí ngoài 20 м/giây, cao độ tương đối đỉnh là 5,2 đối với góc xuất dòng xả +20° và 2,7 đối với góc –20°, còn đối với tốc độ 36 м/giây — tương ứng là 3,8 và 1,5.


Рис. 3.49. Зависимость относительной максимальной высоты hср max гребня повернутой выходной струи от угла истечения струй для скоростей внешнего потока 20 и 36 м/с

Hình 3.49. Sự phụ thuộc của cao độ tương đối tối đa hср max của đỉnh dòng xả bị bẻ ngoặt vào góc xuất phát của dòng khí xả đối với vận tốc dòng không khí bên ngoài là 20 và 36 м/giây


Trên hình 3.50 trình bày biểu đồ vector vận tốc luồng không khí trong dải l từ –3 đến +8. Các biểu đồ vector được chụp trong mặt phẳng thẳng đứng đối xứng của mô hình máy bay VTOL tại các cao độ phía trên bề mặt sân CHC từ 5 (hк = 0,083) đến 48 мм (hк = 0,8). Từ biểu đồ vector thấy rằng ở vận tốc luồng không khí ngoài 36 м/giây, điểm tách nằm ở khoảng cách 4,7...4,8 đường kĩnh ống xả. Kết quả này khẳng định rất tốt các số liệu thu được nhờ sự trợ giúp của các phương pháp khác nhau nhằm hiển thị hóa các luồng không khí.


Рис. 3.50. Векторные диаграммы скоростей потока на равных расстояниях от сопел и разных высотах над поверхностью площадки (hк = hк/Dс, hк — высота замера над поверхностью площадки)

Hình 3.50. Biểu đồ vector vận tốc dòng tại các cự ly cách miệng xả khác nhau và các cao độ khác nhau phía trên bề mặt sân (hк = hк/Dс, hк — độ cao lần đo trên bề mặt sân)


Sự phụ thuộc của các áp suất tĩnh vào cự ly tương đối l đối với các độ cao khác nhau của các phép đo phía trên sân CHC được dẫn ra trên hình 3.51. Có thể chia ra 3 khu vực: vùng thứ nhất trong khoảng l = –2,5...1, tại đó áp suất tĩnh lớn hơn áp suất khí quyển; vùng thứ hai trong khoảng l = 1...4, tại đó áp suất tĩnh nhỏ hơn áp suất khí quyển, và vùng thứ ba trong khoảng l = 4...7,5, tại đó áp suất gần hoặc cao hơn một chút áp suất khí quyển. Vị trí điểm tách dòng không khí nằm ở điểm chuyển từ vùng thứ hai sang vùng thứ ba.


Рис. 3.51. Зависимость относительного статического давления от относительного расстояния для разных высот замеров над площадкой

Hình 3.51. Sự phụ thuộc của áp suất tĩnh tương đối vào cự ly tương đối đối với các cao độ khác nhau của các lần đo phía trên sân.


Nhằm mục đích phát hiện ảnh hưởng sự làm việc của động cơ nâng-hành trình đến tác động tương hỗ của dòng khí xả động cơ nâng với luồng không khí bên ngoài thổi tới, đã tiến hành các thực nghiệm có bơm hút không khí ra qua cửa hút gió động cơ nâng-hành trình. Ấp suất khí loãng trong khu vực họng cửa hút không khí được thiết lập với giá trị 4,9 кPа. Theo kết quả thực nghiệm đã phát hiện ra rằng sự tồn tại khí loãng trong bộ hút không khí không có ảnh hưởng đáng kể lên tính chất tương hỗ của các luồng không khí. Khi các động cơ nâng làm việc ở chế độ gaz nhỏ và thiếu dòng ngoài, ta sẽ quan sát thấy ứ thừa khí gaz tại lối vào bộ hút không khí.

Hiện tượng lọt khí xả nóng tới lối vào động cơ có thể giảm bớt nếu áp dụng một số biện pháp chung cuộc như sau:
1) ngăn ngừa khí xả xâm nhập cửa hút khí động cơ nhờ các chướng ngại vật lý;
2) làm lệch các dòng khí xả khỏi hướng thẳng đứng.

Trong trường hợp thứ nhất có thể sử dụng phương pháp «tấm chắn khí động học», đó là qua một loạt các lỗ thủng bố trí dọc theo chu vi lối vào cửa hút khí, không khí được thổi từ ngoại vi vào trung tâm, không khí đó được lấy ra sau máy nén của động cơ. Thử nghiệm thiết bị từ hai động cơ nâng chỉ ra rằng việc thổi một lượng không khí rất nhỏ về phía trước (vuông góc với trục dọc máy bay) theo chu vi cửa hút khí của một trong hai động cơ sẽ làm giảm tổn thất trung bình lực đẩy từ 8 còn 1% và sự quá nhiệt trung bình từ 25 còn 5°С.

Các giá trị đỉnh cục bộ của nhiệt độ trong cửa hút khí giảm thấy rõ — từ 50 xuống 10...7°С. Đồng thời tiêu thụ không khí thổi (ít hơn 1%) chỉ gây ra tổn thất rất nhỏ cho lực đẩy động cơ.

Còn một biện pháp khả thi sử dụng «tấm chắn cơ khí» dưới dạng cánh chớp làm bằng vật liệu dạng tấm, tạo thành một ba-ri-e đối với khí xả nóng. Tấm chắn đó được bố trí {256} dưới thân máy bay, nó được thả ra trước khi cất cánh và hạ cánh, được thu lại trong khi bay.

Tại các thử nghiệm có sự thay đổi hướng dòng xả, đã xác định được rằng khi dòng xả lệch về phía sau 10...20°, sẽ không xảy ra hiện tượng lọt khí gaz vào cửa hút khí kể cả khi bố cục không tốt. Việc lệch dòng xả khi cất cánh có thể dẫn tới quỹ đạo bay, lệch ban đầu một góc gần bằng góc lệch của dòng xả.

Ngoài ra, nhằm mục đích giảm khí thải lọt tới lối vào động cơ, người ta khuyến nghị không nên để động cơ của máy bay VTOL làm việc ở chế độ ga nhỏ. Điều đó có nghĩa là việc khởi động và chạy đà động cơ cần tiến hành với các miệng xả nghiêng về phía sau cho đến chừng nào máy bay chưa bắt đầu chuyển động về phía trước («lăn bánh»), sau đó miệng phun quay xuống dưới và bằng cách đó mà thực hiện cất cánh. Kết quả là máy bay ở trong môi trường khí xả nóng một thời gian tối thiểu.
.........
« Sửa lần cuối: 30 Tháng Mười Một, 2014, 05:37:28 pm gửi bởi qtdc » Logged
qtdc
Thượng tá
*
Bài viết: 3299


« Trả lời #57 vào lúc: 01 Tháng Mười Hai, 2014, 10:59:58 pm »

(tiếp)

<a href="http://www.youtube.com/watch?v=w4j43y1EAyU" target="_blank">http://www.youtube.com/watch?v=w4j43y1EAyU</a>
Nhìn từ buồng lái/ Cường kích AV-8B "Harrier"/Cất cánh và hạ cánh thẳng đứng.

Để giảm hiện tượng khí gaz nóng bị hút vào cửa hút khí thì sóng dâng của đài phun chảy dưới thân máy bay cần phải hướng về các hướng bên sườn thân máy bay. Đồng thời các dòng chảy lệch hướng này phải có năng lượng đủ lớn để xua khí gaz nóng tản xa khỏi các cửa hút khí ở các cự ly đáng kể. Tác dụng làm lệch khí xả nóng như vậy của các luồng khí đi lên là khả thi, nếu lắp đặt các tấm mộc đặc biệt (các tấm chắn). Về mặt thực nghiệm, đã xác định được rằng việc lắp các tấm chắn như thế là phương cách hiệu quả để giảm nhiệt độ trong các cửa hút không khí của máy bay VTOL sơ đồ như trên. Mức tăng nhiệt độ trong cửa hút khí không có các tấm chắn bảo vệ tại cao độ vị trí cửa hút khí H/Dэ = 2. ..6 là 15...25°С. Cùng với việc tăng cự ly H/Dэ hơn 6, mức tăng nhiệt tại lối vào cửa hút khí không ngừng giảm xuống và tại H/Dэ = 10 sẽ nhỏ hơn 5°С. Việc lắp các tấm chớp trên thân máy bay có chiều dài tương đối l/Dэ = 5,4 và chiều rộng tương đối в/Dэ = 0,55 ở các độ cao vị trí cửa hút không khí H/Dэ từ 2 đến 6 sẽ tạo giá trị 2...3°С. Độ rộng các tấm chớp в/Dэ = 0,55 là đủ để đảm bảo luồng khí nằm ngoài phạm vi cửa hút khí. Trong đó góc lệch của sóng dâng dòng khí gaz xấp xỉ góc mặt phân chia các dòng khí. Việc lắp đặt các vị trí này không làm thay đổi cấu trúc luồng khí xung quanh cửa hút không khí {257}. Việc tách dòng sẽ xảy ra từ bên sườn, và sóng sẽ di chuyển về phía máy bay theo gió thổi. Trong trường hợp này một lượng lớn các dòng khí xả sẽ bị bẻ ngoặt so với luồng khí thổi trực diện và hiện tượng lọt khí xả vào cửa hút không khí sẽ tăng lên. Trong trường hợp như thế các tấm mộc phản xạ sẽ có hiệu quả thấp.

Giá trị gia số tối đa của nhiệt độ và vận tốc dòng khí thổi trực diện, mà với nó sẽ không xảy ra hiện tượng lọt khí gaz nóng tới lối vào cửa hút khí, sẽ giảm xuống khi tăng khoảng cách vị trí của các cửa hút không khí phía trên (đến) bề mặt sân đậu.

Nghiên cứu các thực nghiệm đã có về hiện tượng lọt khí xả nóng vào cửa hút khí của máy bay VTOL ở các chế độ cất cánh, hạ cánh và bay treo gần bề mặt đường băng cho phép xác định các hướng đi như sau để làm giảm hiện tượng lọt khí xả này.

Thiết kế bố cục động cơ và các thiết bị xả của chúng một cách hợp lý sao cho khi các dòng khí xả chảy xuống đường băng sẽ tạo thành dòng đài phun nằm ngang. Các tấm mộc chắn phản xạ cần bố trí ở phần dưới thân máy bay tại nơi va chạm của luồng đài phun, để làm lệch nó về phía hai bên sườn. Cần phải điều khiển các tấm chớp đó để làm lệch dòng đài phun khi thay đổi các chế độ làm việc của động cơ, các góc chúi (nghiêng) dọc của máy bay; các cửa hút không khí bố trí sao cho cao hơn càng nhiều càng tốt so với mặt đường băng; sử dụng các cửa hút không khí bổ sung khi cất cánh và hạ cánh tại các bề mặt nằm phía trên của máy bay và cột áp cao tốc nằm phía trước dòng cận thân của các động cơ nâng.

Một trong các hướng đi nhằm hạ thấp hiện tượng lọt khí gaz nóng vào cửa hút khí là thay đổi hướng chảy các dòng khí xả trong khi vực cận thân nhờ các thiết bị làm lệch đặc biệt bố trí tại các sân CHC.

HẾT CHƯƠNG 3
........
« Sửa lần cuối: 02 Tháng Mười Hai, 2014, 12:43:59 am gửi bởi qtdc » Logged
qtdc
Thượng tá
*
Bài viết: 3299


« Trả lời #58 vào lúc: 02 Tháng Mười Hai, 2014, 12:02:17 am »

(tiếp)

Chương 4

QUÁ TRÌNH HẠ CÁNH CỦA MÁY BAY HẢI QUÂN TRÊN SÀN ĐÁP HẠM TÀU

Các máy bay hải quân trên hạm có thể thực hiện hạ cánh trên boong tàu khi sử dụng cơ cấu (móc cáp) hãm, hoặc hạ cánh thẳng đứng. Biến thể của phương án sau có thể là hạ cánh với độ lắc nhỏ (xả đà).

4.1. Hạ cánh bằng móc cáp hãm

Sau khi cất cánh từ boong tàu và thực hiện xong nhiệm vụ, máy bay quay về TSB và tiến hành hạ cánh, sử dụng các phương tiện hạ cánh khác nhau. Sơ đồ hạ cánh theo vòng lượn trái luôn được áp dụng, nó cho phép trong trường hợp hạ cánh không thành công (móc trượt cáp hãm) hay vào hàng tuyến hạ cánh sai, khi có lệnh thoát ly vào vòng lượn thứ hai («tháo cuộn len»), ngoặt khỏi đường trục sàn đáp TSB và tạo khả năng khởi động trên máy phóng và hạ cánh dùng cáp hãm. Hạ cánh trên TSB sử dụng cáp hãm — đó là một trong các quá trình cơ động đòi hỏi chính xác cao nhất của hàng không trên hạm. Nhiệm vụ khó khăn này nằm ở việc phải làm sao hạ cánh được chiếc máy bay trong phạm vi cự ly 30 м, nghĩa là trong các giới hạn cự ly từ sợi cáp đầu tiên đến sợi cáp cuối cùng của máy hãm trong các phạm vi quy định (cho phép) của vận tốc theo phương thẳng đứng và theo phương nằm ngang, bắt nguồn từ độ bền của kết cấu máy bay và độ bền của cơ cấu hãm, trong các điều kiện thời tiết khác nhau khi có các luồng lốc xoáy trên boong tàu và khi máy bay tiếp cận tàu, tàu có dao động lắc mạn, lắc sống và dao động trồi sụt thẳng đứng.

Việc hạ cánh máy bay hải quân trên hạm được thực hiện có sự trợ giúp của các hệ thống quang học và (hoặc) hệ thống hạ cánh tự động.

Khi máy bay hoàn thành vòng ngoặt cuối của hành trình vào tuyến hạ cánh, phi công sẽ tiến vào tuyến đáp (glissade) quang học do hệ thống hạ cánh quang học tạo ra. Trên hình {259}  4.1 cho thấy sự áp dụng thực tế hệ thống quang học cho các loại máy bay khác nhau, cũng như các loại đèn chỉ thị thị giác khác nhau, được thiết kế phục vụ phi công. Nếu máy bay hạ thấp độ cao bám theo tuyến đáp với góc dốc quy định của quỹ đạo, thì người phi công sẽ thấy ánh đèn đỏ của hệ thống quang học nằm trong cùng một hàng với các đèn hiệu của đường chân trời màu xanh lá cây.


Рис. 4.1. Оптическая система посадки корабельных самолетов на палубу корабля

Hình 4.1. Hệ thống hạ cánh quang học trên hạm tàu của máy bay hải quân


Nếu máy bay bay cao hơn hay thấp hơn glissade, phi công sẽ nhìn thấy đèn màu đỏ của hệ thống quang học tương ứng cao hơn hoặc thấp hơn đường chân trời màu xanh lục. Khối thấp nhất trong 5 khối — có các thấu kính màu đỏ, nó đảm bảo cho phi công được chỉ thị rõ ràng độ lệch nguy hiểm khỏi glissade về phía dưới, chỉ thị đó đòi hỏi ngay lập tức phải có sự điều chỉnh thích hợp. Tuyến đáp (glissade) quy định (góc А) được xác lập bằng cách xoay khối có thấu kính trong mặt phẳng thẳng đứng. Điểm tiếp xúc của móc hãm máy bay trên boong (mà tiếp theo, chiều cao thông qua của móc phía trên mép mặt boong)  {260}  là không đổi đối với tất cả các máy bay, đạt được bằng cách thay đổi góc nghiêng của khối có thấu kính trong mặt phẳng nằm ngang (góc В) để bù sai các khoảng cách hình học khác nhau giữa phi công và móc hãm đối với các máy bay khác nhau. Thiết bị ổn định trong hệ thống quang học sẽ đảm bảo tính bất biến của glissade quy định đối với đường chân trời tự nhiên nhờ sự bù sai dao động của sàn đáp TSB về cả nghiêng ngang (carène; kren-gen; крен) và nghiêng dọc (tangage; тангаж).

Khi vào hạ cánh trên boong TSB người ta áp dụng phương pháp thuật lái theo glissade không đổi (góc tấn cố định). Tư thế cần điều khiển, chọn sẵn trong quá trình hạ độ cao vào hàng tuyến đáp (glissade), được giữ nguyên cho đến khi tiếp xúc sàn đáp, khi mà có thể đòi hỏi mở hết gaz, để đảm bảo lực đẩy cần thiết thoát sang vòng lượn thứ hai. Khả năng hoàn thành một cách tin cậy kiểu hạ cánh chính xác này của phi công được nâng cao nhờ việc lắp đặt tại tất cả các máy bay phản lực trên hạm hệ thống điều chỉnh lực đẩy khi vào tuyến hạ cánh, thường được gọi là avtomat lực đẩy. Avtomat lực đẩy, sẽ tự động điều chỉnh tốc độ đối không trong các giới hạn quy định (±3,7 км/giờ khi không khí yên tĩnh lặng gió), tạo khả năng cho phi công tập trung sự chú ý lớn hơn vào việc duy trì tuyến đáp (glissade), cũng như vào việc lấy tuyến định hướng (створ) của sàn đáp chéo góc TSB. Các tín hiệu đầu vào máy tính của avtomat lực đẩy, là góc tấn, quá tải tiêu chuẩn, góc lệch của bộ ổn định đuôi đứng hoặc của bánh lái độ cao.

Ban đêm và trong các điều kiện bay theo thiết bị dẫn đường để hoàn thành một cách an toàn và hiệu quả các thủ tục hạ cánh thì cần phải dự kiến các phương tiện bổ sung đảm bảo cho công tác hạ cánh. Hiện nay các TSB được trang bị các hệ thống dẫn đường hạ cánh tự động. Hệ thống tự động có 3 chế độ hoạt động cơ. Chế độ 1 đảm bảo quá trình vào hạ cánh hoàn toàn tự động trong một chu trình kín từ khi vào tia (bắt sóng) đài radar dẫn đường của hệ thống cho đến khi tiếp xúc (sàn đáp). Vào hạ cánh trong chế độ 2 gồm điều khiển máy bay theo đèn chỉ thị trong buồng lái, tại đó phản ánh độ lệch trên phương đứng và theo hướng so với quỹ đạo vào tuyến đáp, do hệ thống hạ cánh tự động đưa ra. Chế độ  3 là chế độ điều khiển bằng tay: phi công thực hiện vào hạ cánh theo các chỉ dẫn được truyền qua radio từ đài chỉ huy hạ cánh trên TSB.


Hệ thống hạ cánh tự động thực chất gồm đài radar tìm kiếm theo dõi, máy tính, đường truyền số liệu trên máy bay và trên mặt đất, như trình bày tại hình 4.2. Các tín hiệu sau sẽ nạp vào máy tính của hệ thống tự động hạ cánh: vị trí của máy bay (cao độ, cự ly và hướng) và chuyển động của TSB (các yếu tố về nghiêng dọc, nghiêng ngang, trượt và dao động lắc theo phương thẳng đứng để đảm bảo tuyến đáp ổn định). Máy tính sẽ truyền lệnh để máy bay cơ động theo các yếu tố nghiêng ngang, chúi dọc phụ thuộc các độ lệch thẳng đứng và lệch cạnh sườn so với tuyến đáp quy định qua đường truyền số liệu của hệ thống xử lý và truyền dẫn thông tin tình huống chiến thuật cơ hữu trên hạm, hệ thống NTDS. Các tính hiệu chỉ huy trên được tiếp nhận bởi bộ phận trên máy bay của đường truyền dữ liệu, mà sẽ gửi chúng tới hệ thống tự động điều khiển trên máy bay, tiến hành những sự thay đổi cần thiết về độ nghiêng ngang, độ chúi dọc nhằm đưa máy bay vào tuyến đáp (glissade) và hướng đáp đúng. Sự tích hợp hệ thống hạ cánh với hệ thống NTDS là cần thiết, bởi vì đường truyền số liệu này được sử dụng (trong chế độ phân chia thời gian) và để dẫn đường tự động tới mục tiêu và ném bom trong quá trình một chuyến bay tác chiến của máy bay. Nằm trong thành phần hệ thống tự động hạ cánh còn có thiết bị duy trì tốc độ bay không đổi một cách tương đối trong thời gian thực hiện quá trình cơ động khi vào hạ cánh.


Рис. 4.2. Автоматическая система посадки корабельных самолетов на палубу корабля

Hình 4.2. Hệ thống hạ cánh tự động của máy bay hải quân trên sàn đáp của hạm tàu


Việc hạ cánh bằng cơ cấu cáp hãm (hình 4.3) được hoàn thành với các tổ hợp khác nhau của lực hãm của cơ cấu hãm và gia tốc dọc mang dấu ấm của máy bay tại các tổ hợp bất lợi của trọng lượng và tải trọng chiến đấu. Các chế độ này được gọi là hạ cánh đối xứng cũng như bất đối xứng. Độ lệch cho phép giới hạn khi hạ cánh bất đối xứng bằng máy hãm là 20% bề rộng máy hãm, tương ứng là 6–6,7 м phụ thuộc kiểu máy hãm. Mục đích của hạ cánh bất đối xứng, ngoài việc xác định sự phù hợp về kết cấu, là  xác định ảnh hưởng của nó tới đặc tính ổn định hông và ổn định hành trình của máy bay khi chạy xả đà trong thời gian bị hãm. Các dao động hông và dao động hành trình có thể đưa tới việc vũ khí trên giá treo hoặc công-xơn cánh va quệt vào sàn đáp gây hư hỏng kết cấu. Các chế độ bất đối xứng giới hạn nhận được ban đầu bằng cách tăng độ dịch chuyển so với trục máy hãm các gia số khoảng 1,5 м so với độ dịch chuyển ban đầu 3 м tại các tải trọng không đổi của máy hãm và gia tốc dọc mang dấu ấm, khi mà chưa đạt tới 20% chiều rộng, còn sau đó là tăng tốc độ bắt cáp máy hãm của móc hãm máy bay trước khi giá trị của vận tốc này đạt tới mức giới hạn về độ bền kết cấu máy bay.


Рис. 4.3. Захват корабельным самолетом троса аэрофинишера при аэрофинишерной посадке

Hình 4.3. Máy bay hải quân bắt cáp của máy hãm đà khi hạ cánh bằng cơ cấu cáp hãm


Ngoài hạ cánh đối xứng và không đối xứng bằng {263} máy hãm ta còn gặp các tư thế hạ cánh khác nhau của máy bay - về độ chúi dọc, nghiêng ngang và hướng - và các tốc độ khác nhau trong hạ độ cao, với chúng máy bay có thể thực hiện được trong suốt quá trình hạ cánh trên tàu sân bay. Có thể có các kiểu hạ cánh sau đây: hạ cánh có độ nghiêng ngang và trượt; hạ cánh ở tốc độ hạ độ cao lớn với góc chúi dọc trung bình (hạ thấp phần đuôi và hạ thấp phần mũi); bắt cáp thiết bị hãm trong không khí (bắt cáp máy hãm trước khi bánh máy bay chạm vào boong tàu).
.........
« Sửa lần cuối: 03 Tháng Mười Hai, 2014, 08:41:26 pm gửi bởi qtdc » Logged
qtdc
Thượng tá
*
Bài viết: 3299


« Trả lời #59 vào lúc: 03 Tháng Mười Hai, 2014, 12:37:46 am »

(tiếp)

Các thống kê độ lệch về vận tốc hạ độ cao, góc nghiêng ngang và tốc độ bắt cáp hãm là kết quả của việc phân tích một số lượng lớn các lần hạ cánh trên tàu sân bay {264} của các loại máy bay khác nhau trong các điều kiện vận hành thực tế.

<a href="http://www.youtube.com/watch?v=DoC1botLDYI" target="_blank">http://www.youtube.com/watch?v=DoC1botLDYI</a>
Mig-29K trên boong tàu sân bay

Do khó khăn trong việc giữ chính xác góc nghiêng ngang (yêu cầu độ lệch bánh lái của phi công điều khiển trước khi tiếp đất) và tốc độ hạ độ cao (phi công phải giữ được tốc độ đối không quy định và kiểm soát tuyến đáp (glissade), hình thành bởi hệ thống quang học) đồng thời các cuộc hạ cánh được thực hiện ở góc nghiêng ngang điển hình từ 3 đến 5 ° với tốc độ hạ độ cao trung bình. Điều kiện tốc độ hạ độ cao tối đa với góc nghiêng ngang (roll) tối thiểu là 5 ° là có thể được. Trong các điều kiện hạ cánh thực trên tàu sân bay có thể kết hợp các góc nghiêng ngang khác nhau với các vận tốc giảm độ cao khi ở góc trượt lên đến 5 °. Có hai kiểu hạ cánh với các tổ hợp khác nhau của góc nghiêng ngang và góc trượt - nghiêng ngang trong cùng một hướng với trượt, nghĩa là hạ cánh trong thời điểm sửa hướng theo trục của sàn đáp trên boong tàu, và nghiêng ngang theo chiều ngược lại với chiều trượt, tức là hạ cánh trong điều kiện có gió thổi tạt sườn.

Hạ cánh với vận tốc giảm độ cao lớn thực hiện với ba tư thế không gian khác nhau sau đây của máy bay liên quan đến phương dọc: góc chúi dọc trung bình - góc chúi tương ứng với cân bằng của máy bay theo quỹ đạo bay và tốc độ bay, được dự kiến sẽ diễn ra trong thời gian hạ cánh trên tàu sân bay; góc chúi dọc dương - góc chúi trung bình cộng 6 ° với dự trữ đủ về (chống) sập (không quá 0,9 сy max); góc chúi dọc âm - góc chúi trung bình trừ đi 6 °.

Đặc điểm bất lợi khi hạ cánh bằng máy hãm là kiểu bắt cáp máy hãm trong không khí, sinh ra khi phi công cố thực hiện việc thoát ly muộn màng sang vòng lượn thứ hai hoặc sửa chữa một sai lầm nào đấy bằng cách tăng góc chúi dọc dương ở ngay sàn đáp, trong đó tạo thành góc chúi dọc lớn ở tốc độ hạ độ cao nhỏ và xảy ra việc bắt cáp máy hãm đà trước khi máy bay tiếp đất như chỉ ra trên hình 2.15. Tùy thuộc dạng hình học của sát-xi và móc hãm và trọng tâm máy bay mà lực hãm sinh ra có thể đặt thấp hơn trọng tâm, tạo ra mô-men bổ nhào tương đối lớn. Tốc độ hạ mũi máy bay phát triển tới thời điểm càng trước chạm sàn đáp, có thể dẫn đến tốc độ lớn theo phương thẳng đứng ở thời điểm tiếp đất và dẫn đến tạo tải trọng lớn đè lên sát-xi, tương đương với tải trọng được thử nghiệm trong các chế độ hạ cánh {265} có tốc độ hạ độ cao lớn và góc chúi dọc âm.

<a href="http://www.youtube.com/watch?v=Jr9FtDi7GWU" target="_blank">http://www.youtube.com/watch?v=Jr9FtDi7GWU</a>
Hạ cánh và trượt móc cáp

Vào vòng hạ cánh và hạ cánh trên tàu sân bay phụ thuộc sự phù hợp của hệ thống phi công — tàu lượn — động cơ đòi hỏi chất lượng thuật lái và các đặc tính bay. Các phẩm chất này được thể hiện ở các phương án điều khiển khác nhau: điều khiển có tự động điều chỉnh lực đẩy như khi điều khiển bằng tay, chỉ có việc điều khiển lực đẩy thực hiện qua avtomat lực đẩy; điều khiển bằng hệ thống tự động hạ cánh trên TSB — hoàn toàn điều khiển tự động bằng tất cả các hệ thống điều khiển chuyến bay, gồm cả avtomat lực đẩy.

Ngoài ra, cần xem xét khả năng máy bay thoát ly sang vòng lượn thứ hai trong trường hợp vào hạ cánh không thành công hoặc móc trượt cáp hãm. Ảnh hưởng đến sự điều khiển bằng tay của phi công toàn bộ các hệ thống điều khiển bay (gồm cả điều chỉnh lực đẩy) trong quá trình duy trì máy bay vào tuyến định hướng sàn đáp và vào tuyến đáp là các đặc tính bay khác nhau và các đặc tính về tính dễ điều khiển của máy bay. Việc đánh giá máy bay ở chế độ hạ cánh tại các thử nghiệm lịch sử được tiến hành một cách có chất lượng bởi các phi công thử nghiệm, lại cho các kết quả đầy mâu thuẫn. Vì vậy trong những năm gần đây để xác định chính xác hơn các đặc tính định lượng của máy bay tại các tốc độ bay vào hạ cánh cho phép nhỏ nhất với động cơ đang làm việc, người ta đã hoàn thiện các tiêu chuẩn đã được áp dụng trong các thử nghiệm. Mặc dù có những vấn đề mà tiêu chuẩn không bao quát hết và có thể còn thay đổi, dù không đáng kể, tùy vào kết cấu cụ thể của máy bay, chúng sẽ xác định tóc độ đối không vào hạ cánh, xuất phát từ một số đặc tính quan trọng. Tóm lại có thể trình bày chúng như sau:

<a href="http://www.youtube.com/watch?v=rOOIERdUsEo" target="_blank">http://www.youtube.com/watch?v=rOOIERdUsEo</a>

а) các đặc tính về khả năng tăng tốc của động cơ (2,5 giây) từ chế độ lực đẩy phù hợp với việc vào hạ cánh bình thường, đến chế độ tối đa có gia tốc dọc cần thiết (5,5 км/giờ/giây). Tiêu chí này đảm bảo một phần các đặc tính tương ứng thoát ly vào vòng lượn thứ hai theo yêu cầu;
b) đủ trường quan sát cho phi công từ phía trên mũi máy bay về sân đáp và các phương tiện hạ cánh thị giác ở một khoảng cách xác định trước khi tiếp đất. Trong các điều kiện này cần phải hoặc đảm bảo dung sai phù hợp giữa máy bay và sàn đáp khi tiếp đất, hoặc lắp đặt một thiết bị hấp thụ năng lượng để ngăn ngừa sự hư hại kết cấu máy bay;  {266}
c) tốc độ vào hạ cánh không nhỏ hơn 110% tốc độ sập, để đảm bảo cho phi công độ dự trữ về mặt an toàn trong trường hợp nảy sinh nhu cầu giảm tốc độ bay, tạo cơ sở cho việc cơ động vào tuyến đáp (glissade);
d) khả năng chuyển tiếp vào tuyến đáp, vượt quá 15 м tuyến đáp ban đầu, từ chế độ đã xác lập trong một khoảng thời gian xác định (~5 giây) khi sử dụng chỉ 50% quá tải được phân bổ và không thay đổi chế độ lực đẩy được xác lập ban đầu. Tiêu chuẩn này đảm bảo khả năng cơ động vào tuyến đáp chỉ nhờ sự trợ giúp của cơ cấu điều khiển theo phương dọc.

Còn một yếu tố quan trọng để đánh giá đặc tính vào hạ cánh của máy bay là đặc tính về khả năng điều khiển theo phương dọc và phương ngang. Tính hiệu quả, chống rung và các đặc tính cơ học của điều khiển theo phương dọc và ngang cần phải sao cho người phi công có thể thực hiện các thay đổi chính xác về độ chúi dọc, nghiêng ngang để sửa chữa một cách thích hợp các lỗi về hướng và tuyến đáp.

Tính ổn định của máy bay về vận tốc — lực đẩy hay là tính ổn định trên quỹ đạo bay cũng là yếu tố quan trọng để đánh giá đặc tính vào hạ cánh của máy bay. Tính ổn định trên quỹ đạo bay liên quan trực tiếp đến đường cong lực đẩy yêu cầu, là sự thay đổi góc nghiêng quỹ đạo bay phụ thuộc tốc độ trên không. Trong đó tốc độ trên không chỉ được thay đổi qua điều khiển theo phương dọc (tư thế không đổi của cần điều khiển). Nên để sao cho máy bay có được khả năng cơ động tại chế độ không đổi của lực đẩy khi có những thay đổi nhỏ về góc tấn và để lực đẩy cần thiết giảm xuống khi tăng góc tấn và tăng khi góc tấn giảm. Phẩm chất này của máy bay cho phi công khả năng mang vào những chỉnh sửa cần thiết để nhận được tuyến đáp (glissade) yêu cầu nhờ sự trợ giúp của điều khiển theo phương dọc, chỉnh sửa góc tấn đến trị số cần để vào hạ cánh và sau đó vi chỉnh lực đẩy bằng sự thay đổi tư thế sai ban đầu của cần điều khiển.

Nếu các đặc tính khác của máy bay đòi hỏi tốc độ đối không vào hạ cánh nằm trong vùng mà sự giảm tốc độ đối không sẽ dẫn đến tăng lực đẩy yêu cầu, thì cần sao cho sự tăng lên đó, có cơ sở bởi sự tăng lực cản chính diện, sẽ là không lớn. Nhìn từ quan điểm tính ổn định của máy bay  {267} trên quỹ đạo bay, cần sao cho khi có các dao động (giảm) của tốc độ đối không trong các giới hạn 9 км/giờ thì việc tăng sức cản chính diện không dẫn đến tăng gradient sự phụ thuộc góc nghiêng quỹ đạo vào tốc độ đối không lớn hơn 0,027°/км/giờ. Ngoài ra, nên để tốc độ đối không vào hạ cánh nằm trong vùng có những thay đổi nhỏ của góc nghiêng quỹ đạo bay khi tốc độ đối không thay đổi trong một dải lớn.

<a href="http://www.youtube.com/watch?v=jCwKqxToi9Y" target="_blank">http://www.youtube.com/watch?v=jCwKqxToi9Y</a>

Như trên đã nói, avtomat lực đẩy sẽ giảm nhẹ cho phi công nhiệm vụ lái máy bay theo tốc độ đối không - góc tấn trong thời gian vào hạ cánh. Cần để các tín hiệu thay đổi đầu vào về góc tấn (α), gia tốc tiêu chuẩn (ny) và góc lệch bánh lái độ cao (δв), đi vào thiết bị tính toán của avtomat lực đẩy, được đưa ra trong sự phù hợp tối đa với hệ thống cụ thể phi công — tàu lượn — động cơ. Thiết bị tính toán của avtomat lực đẩy sẽ truyền lệnh về sự thay đổi lực đẩy ΔР phụ thuộc vào các hệ số tăng К và thời gian cố định τ của các tính hiệu đầu vào khác nhau.

Tín hiệu báo sai về góc tấn có ba thành phần riêng biệt.
Thành phần thứ nhất sẽ thay đổi lực đẩy với tốc độ tỷ lệ với sai số góc tấn, để bù lại bất kỳ sự thay đổi nào của góc nghiêng quỹ đạo bay. Thành phần thứ hai sẽ thay đổi lực đẩy trực tiếp tỷ lệ với sai số về góc tấn để giữ bất biến tốc độ đối không khi có thay đổi sức cản chính diện do thay đổi góc tấn. Thành phần thứ ba cũng tỷ lệ trực tiếp với sai số về góc tấn, sẽ thay đổi chế độ lực đẩy để hiệu chỉnh sai số về tốc độ đối không. Thành phần gia tốc tiêu chuẩn sẽ bù cân bằng độ lệch do chế độ bay đã thiết lập (tăng quá tải). Thành phần góc lệch bánh lái độ cao sẽ đảm bảo những thay đổi lực đẩy, tỷ lệ với độ lệch tay cần điều khiển bởi phi công trong phương diện chiều dọc, để bù cân bằng độ trễ khí động học giữa tín hiệu điều khiển của phi công và sự thay đổi góc tấn.
.......
« Sửa lần cuối: 04 Tháng Mười Hai, 2014, 11:20:14 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