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

[qtdc]

(tiếp)

Thực tế, trong thời tiết biển lặng khi diễn ra quá trình cất cánh của máy bay "Harrier" sử dụng cầu bật từ tàu sân bay đang đi với tốc độ 28 km / h và có góc nghiêng 20° tại sàn mũi cầu bật, sẽ tạo ra các điều kiện tương tự như khi cất cánh từ boong bay phẳng của một tàu sân bay, đang đi với tốc độ 83 km / h, nếu như có thể có một tàu sân bay như thế.

Bất kỳ máy bay cánh cố định nào khi cất cánh từ boong bay trong lúc sống tàu đang dao động lắc khi mà mũi tàu đi xuống, cần có tốc độ đối không bổ sung để chuyển hướng quỹ đạo bay khỏi bề mặt biển. Khi cất cánh máy bay hải quân thông thường sử dụng máy phóng thì sự tăng tốc (chỉ mất vài giây) có thể thu xếp trùng với thời điểm mũi tàu nâng lên trong chuyển động lắc sống, tức là tạo ra một loại cầu bật cất cánh mini theo kiểu của mình. Chạy đà khi cất cánh ngắn của máy bay "Harrier" mất thời gian hơn nhiều lần so với việc tăng tốc nhờ máy phóng. Vì vậy, khó khăn hơn rất nhiều là việc thấy trước và nói trước phản ứng của con tàu (trong một chu kỳ đầy đủ), để đảm bảo rằng máy bay "Harrier" sẽ thực hiện cất cánh chính xác ở thời điểm mũi con tàu sẽ được nâng lên. Hậu quả của những dự đoán không chính xác, ví dụ, do nâng và hạ phần mũi tàu xảy ra thất thường, có thể rất nghiêm trọng khi sống tàu lắc lớn hơn ± 2 °; rất có khả năng trong trường hợp tồi tệ nhất máy bay sẽ chạm bánh xe vào nước.

Hoàn toàn rõ ràng là việc cất cánh theo quỹ đạo đang đi lên ở góc nghiêng khoảng 20° sẽ cho phép máy bay "Harrier" thực hiện thoát khỏi phần mũi boong trong các giới hạn của khả năng bảo trì kỹ thuật máy bay trên boong tàu. Để so sánh, chúng ta đưa ra một ví dụ: trong thời bình trên các tàu sân bay lớn loại thông thường, các chuyến bay thường được kết thúc khi biên độ góc của dao động lắc sống tàu lớn hơn ± 1,5°, nghĩa là khi mũi và đuôi tàu nâng lên và hạ xuống trong khoảng ± 3 m (khi hạ cánh trên tàu sân bay thông thường, chuyển động của sàn boong cũng đóng một vai trò lớn).

Mặc dù thực tế việc cất cánh của máy bay không phụ thuộc vào chuyển động của con tàu là không quá rõ ràng, ưu thế của cất cánh bằng cầu bật vẫn là rất quan trọng.

Nếu chúng ta nhớ rằng chiều dài đường chạy đà là một hàm tuyến tính của động năng cất cánh, ta có thể thiết lập mối quan hệ giữa tốc độ thoát boong {199} khi cất cánh ngắn và chiều dài chạy đà đối với một trọng lượng cất cánh nhất định, như thể hiện trên hình 3.18. Với việc tăng góc nghiêng cầu bật, rõ ràng lợi ích trong các đặc tính bay bị giảm đi. Nếu khối lượng khi cất cánh ngắn xấp xỉ khối lượng khi cất cánh thẳng đứng ở một mức độ lớn hơn trong các ví dụ mà chúng ta đã dẫn cho đến nay (dòng liền nét trên hình.), thì việc giảm chạy xả đà đối với góc nghiêng cầu bật trong vòng 10° đầu tiên là rất đáng kinh ngạc (đường đứt nét trên hình 3.18).


Рис. 3.18. Зависимость скорости схода от длины разбега при различных углах схода с трамплина.

Hình 3.18. Sự phụ thuộc của tốc độ thoát sàn bay vào chiều dài đường chạy đà tại các góc thoát khỏi cầu bật khác nhau.

Cất cánh sử dụng cầu bật tại các góc nghiêng lớn còn có các nhược điểm khác, ngoài việc giảm các lợi ích trong các đặc tính hoạt động. Máy bay cất cánh từ cầu bật với tốc độ lên đến 185 km / h, phải chịu được tải trọng lớn trên khung gầm. Phản lực tăng mạnh của các bánh xe và là động lực làm chệch hướng vector vận tốc. Không có sự cấu trúc lại hoàn toàn sát-xi máy bay "Harrier" thì sự tăng thêm gia tốc tiêu chuẩn trên bề mặt cong của đường cầu bật cất cánh nên được giới hạn ở 0,5g, nếu càng sát-xi không đặt ở phần dưới của thân máy bay. Hện nay một việc cũng chưa rõ ràng là phi công có hoạt động một cách thỏa đáng tại các gia tốc tiêu chuẩn, vượt rất nhiều giá trị này hay không. Trong thời gian cất cánh, phi công cần điều khiển máy bay và quay chính xác phễu phun xuống dưới đúng thời điểm chạy đà trên cầu bật thường là trong thời gian 0,5 s so với thời gian 0,05 s, cần thiết để "dập" va chạm lúc hạ cánh, mà thường cũng ảnh hưởng đến kết cấu trụ sát-xi. Sự hấp thụ xung động (giảm xóc), độ cứng, truyền tác động và v.v, {200} bằng cách như vậy, nó không được tối ưu hóa cho một khoảng thời gian tương đối dài, trong thời gian đó tải trọng thẳng đứng tăng cao tác động vào máy bay có trọng lượng cất cánh cao hơn trong quá trình cất cánh sử dụng cầu bật. Do đó, nếu khoảng thời gian này không quá dài, thì với các góc nghiêng của cầu bật trên 20°, trụ sát-xi có bộ giảm xóc dầu phải nằm dưới tác động của các phản lực thẳng đứng lớn đến mức đặc tính sẵn có của các trụ sát-xi hiện tại sẽ là không đủ.

Do tất cả những lý do trên, cất cánh bằng cầu bật, theo các số liệu nước ngoài, được thực hiện ở các góc nghiêng của xầu bật không quá 20°. Cầu bật cất cánh có hình thức như vậy được thể hiển trên quy mô tàu sân bay có chiều dài 210 m trên các hình 3.19 và 3.20.


Рис. 3.19. Взлетный трамплин и его геометрические размеры.

Hình 3.19. Cầu bật cất cánh và kích thước hình học của nó.


Рис. 3.20. Трамплин для взлета СВВП на авианосце длиной 210 м (в одинаковом масштабе).

Hình 3.20. Cầu bật để cho máy bay VTOL cất cánh trên TSB có chiều dài 210 m (cùng quy mô tương tự).

Cầu bật không cần rộng quá so với đường băng cất hạ cánh dành cho cất cánh ngắn của máy bay "Harrier". Bởi lẽ cầu bật bố trí đối xứng với trục dọc của con tàu, nên từ những lý do thực tế nó có thể được đặt theo toàn bộ chiều rộng của sàn bay, mà tại phần mũi tàu sân bay gồm từ 21-24 m. Chỉ có đoạn một phần ba phía trên của cầu bật, có chiều dài, ta có thể nói rằng, là 10 m và góc nghiêng 20°, có lẽ sẽ không được sử dụng như là một nơi đậu của các máy bay trên boong. Vì vậy, việc cắt giảm không gian trên boong tàu khi sử dụng phương pháp cất cánh bằng cầu bật là không đáng kể. Mặc dù mỗi mét vuông sàn boong tàu sân bay có giá trị rất đắt, diện tích không sử dụng được bồi hoàn {201} bởi thực tế ta có thể sử dụng không gian dưới đường chạy cầu bật để cất giữ một số hàng hóa.

Khả năng chịu lực của kết cấu cầu bật không cần lớn hơn nhiều so với khả năng chịu lực của boong phẳng mà nó thay thế, mặc dù các trụ càng tựa sẽ cần phải đặt gần hơn với đoạn một phần ba ở giữa của chiều rộng đường băng CHC, nơi tải trên các càng mũi và càng chủ 50% lớn hơn giá trị tĩnh học của chúng.

Các tính toán đơn giản cho thấy cầu bật có độ dài 27 m, rộng 24 m và chiều dày 16 mm được lắp đặt trên một con tàu hiện đại, có trọng lượng lớp phủ kim loại 80 tấn. Nếu chúng ta tăng gấp đôi giá trị này, có tính đến trọng lượng của các kết cấu đỡ bề mặt cầu bật, chúng ta nhận được khoảng gần 200 tấn kết cấu thép hàn giá rẻ. Trong đó - không có hệ thống nào, không có bộ phận di động nào.

Trên con tàu mới lớp phủ kim loại của đường cầu bật cất cánh sẽ thay thế lớp phủ kim loại của boong phẳng. Do đó, chỉ gia tăng trọng lượng của dàn thép đỡ. Vậy là ít hơn 100 tấn kết cấu thép bổ sung.

Vấn đề xét từ quan điểm đóng tàu không chỉ là trọng lượng bổ sung của các kết cấu thép đặt trong phần mũi tàu, có thể ảnh hưởng đến việc hạ cánh và tính ổn định của con tàu. Máy phóng hơi nước có các ắc quy xét trong phương diện này là một vấn đề nghiêm túc hơn rất nhiều. Mối quan tâm lớn cần phải xem xét là cách thức lắp đặt cầu bật ra sao, để cầu bật không ảnh hưởng đến tính năng hàng hải của con tàu.
........

[qtdc]

(tiếp)

Người thiết kế con tàu phải đảm bảo rằng gió cũng như sóng không tràn boong, không phá hủy kết cấu mà về bản chất của nó là kết cấu chịu lực tự do và chịu tác động của tất cả các yếu tố này.

Điều này đặt ra câu hỏi về ảnh hưởng sức cản chính diện của cầu bật lên đặc tính hoạt động của con tàu. Việc lắp đặt đoạn cầu bật cất cánh, quay về phía mũi tàu phần dốc của nó, có chiều cao 4,5 m và trải dài trên toàn bộ hai mươi bốn mét chiều rộng của sàn bay, đòi hỏi thiết bị động lực của con tàu phát huy một công suất bổ sung 0,75 MW để duy trì tốc độ 55 km / h khi tốc độ gió 37 km / h. Nếu công suất tối đa do thiết bị động lực cung cấp vẫn ở cùng mức độ cũ, tốc độ di chuyển của tàu chỉ giảm 0,46 km / h so với cũng con tàu đó mà có sàn boong phẳng tại cùng {202} các điều kiện cực hạn như vậy. Sự thay đổi các đặc tính hành trình tương ứng sẽ là nhỏ.

Còn hai khía cạnh của cất cánh với cầu bật xứng đáng để ghi nhớ: sự an toàn của các chuyến bay và tải trọng đặt lên phi công. Những khía cạnh đó trong nhiều trường hợp có quan hệ tương hỗ với nhau, đặc biệt là trong bầu không khí căng thẳng của các chuyến bay từ boong tàu sân bay của các máy bay cánh cố định.

An toàn bay là điều tối quan trọng cả trong thời bình và trong thời chiến. Hỏng hóc của một trong các hệ thống có thể gây khó dễ cho chuyến bay ngay sau khi cất cánh, là sự kiện nguy hiểm nhất khi các chuyến bay diễn ra từ boong phẳng của một tàu sân bay, không phụ thuộc vào thực tế cuộc cất cánh được tiến hành nhờ máy phóng hoặc chạy đà ngắn.

Hỏng hóc của hệ thống dẫn động phễu phụt trên máy bay "Harrier" tại điểm này trên thân, nơi mà phi công cần phải quay lệch phễu phụt 50° xuống dưới sẽ là một vấn đề bất an nghiêm trọng. Xác suất để điều đó xảy ra rất nhỏ. Trên 105 máy bay STOL "Harrier" đóng căn cứ trên mặt đất chỉ có một trường hợp như vậy [27].

Nếu phễu phun không quay theo lệnh của phi công, thì không có hy vọng rằng máy bay có khối lượng để cất cánh ngắn từ boong phẳng, sẽ chuyển sang bay chỉ bằng cách sử dụng lực nâng của cánh (mặc dù gia tốc dương lớn theo chiều dọc) trước khi nó sẽ rơi xuống biển. Lực nâng lúc đầu tiên sẽ chỉ cân bằng được ít hơn một phần ba trọng lực.

Các dữ liệu số quan trọng nhất liên quan đến quỹ đạo đường bay hợp thành từ boong phẳng nằm ở độ cao 15 m được minh họa trong hình 3.21. Chiếc máy bay rơi xuống biển trong khoảng gần 2,5 giây. Theo các chuyên gia trong lĩnh vực y học hàng không, 2 giây - đó là khoảng thời gian tối thiểu trong đó phi công có thể phản ứng với một tai nạn nghiêm trọng và nhảy dù thành công. Anh ta sẽ chết nếu còn ở lại trên máy bay.

Hư hỏng của hệ thống dẫn động phễu phun trên cùng một máy bay tại tốc độ tách đất 110 km / h trong thời gian cất cánh từ dầm biên đường cất cánh có góc nghiêng 20°, quy định quỹ đạo bay, thể hiện trên sơ đồ trung tâm, hình. 3.21. Do vị trí lượng giác không gian của chiếc máy bay 60% trọng lực của nó ở phân đoạn đầu quỹ đạo được duy trì bởi thành phần lực đẩy và lực nâng của cánh. Phương pháp cất cánh từ cầu bật {203} và trong trường hợp này sẽ đảm bảo thời gian bay dài hơn trên quỹ đạo do số lượng chuyển động hướng lên trên. Và nếu phi công tỉnh táo, đông thời ném bớt tải mang treo dưới cánh đủ sớm tạm (vài trăm hoặc thậm chí vài ngàn kg khi cất cánh ngắn), anh ta sẽ có cơ hội tuyệt vời để hoàn tất  thành công việc chuyển sang chuyến bay chỉ sử dụng lực nâng cánh với các phễu phun quay nghiêng về phía sau, (sơ đồ dưới của hình 3.21). Trong mọi trường hợp, phi công hoàn toàn có đủ thời gian để sử dụng ghế phóng nhảy dù trước khi máy bay chạm mặt nước.


Рис. 3.21. Результирующая траектория полета СВВП с плоской палубы корабля, расположенной на высоте 15 м

Hình 3.21. Quỹ đạo bay hợp thành của máy bay VTOL từ boong phẳng của con tàu, nằm trên độ cao 15 m.

Điều thú vị là, khi xem xét các trường hợp khẩn cấp này, người ta phát hiện thấy khối lượng khi cất cánh ngắn sử dụng ski-jump càng lớn thì thời gian bay trên quỹ đạo với các phễu phun quay nghiêng về phía sau {204} cũng cành lớn. Kết quả đó là thuận lợi, vì trong trường hợp này diễn ra điều hoàn toàn ngược lại với những gì chúng ta đã biết từ kinh nghiệm trong quá khứ, cụ thể là: trọng lượng khi cất cánh càng lớn, tình hình sẽ càng nghiêm trọng hơn và nguy hiểm trong trường hợp bất kỳ hệ thống nào hỏng hóc.

Lý do ở đây là véc tơ thành phần theo chiều đứng của số lượng chuyển động liên kết qua cầu bật lớn hơn đáng kể ở các tốc độ thoát boong cao, đó là điều đặc trưng cho cất cánh ngắn với khối lượng lớn. Khi cất cánh từ sàn boong phẳng thì thời gian trôi qua trước khi tới thời điểm máy bay rơi xuống biển trong tình huống khẩn cấp như mô tả ở trên, gần như độc lập với trọng lượng cất cánh.

Có thể tin tưởng mà nói rằng chiều cao tối thiểu của quỹ đạo khoảng 30 m so với mực nước biển khi cất cánh từ cầu bật so với 15 m khi cất cánh ngắn từ sàn boong phẳng sẽ phải có tác động trấn ấn hơn đến phi công, nghĩa là tạo khả năng giảm tải lên anh ta. Và rõ ràng hơn nhiều là người phi công không chịu nhiều quá tải sẽ thực hiện mọi việc đúng đắn và đối phó tốt với các độ lệch chuẩn, các chuyển vị và các trường hợp khẩn cấp khác nhau.

Trên đây ta đã nói về các cầu bật có góc nghiêng lớn, nhưng sẽ còn dễ dàng hơn khi các ski-jump được thực hiện với các góc nghiêng nhỏ từ 6 ... 8°.

Phương pháp, trình tự hoạt động của các cầu bật như vậy sẽ giống hệt như khi cất cánh từ boong phẳng. Ưu điểm mà loại cầu bật này đưa ra rất có ý nghĩa, đặc biệt điều đó liên quan đến việc giảm bớt gánh nặng dồn lên phi công, và an toàn bay.

Không đòi hỏi phải thực hiện bất kỳ thay đổi nào về kết cấu đối với máy bay "Harrier", để cho phép máy bay cất cánh từ cầu bật kiểu này. Đường cầu bật có độ dốc 6° tương đương với sự gia tăng tốc độ gió trên boong hoặc tốc độ thoát boong 28 km / h. Điều đó cho phép tăng tải trọng có ích lên 450 kg với cùng chiều dài chạy đà tương tự và gió thường trực không đổi trên boong.

Trong thời tiết lặng gió, con tàu di chuyển với tốc độ 28 km / h, sẽ trở thành một nền tảng tốt cho sự cất cánh của máy bay "Harrier" với tốc độ gió trên boong hơn 75 km / h. Việc tiết kiệm nhiên liệu đi biển do vậy đòi hỏi tốc độ gió nhỏ trên boong, có thể góp phần tăng 10% độ dài hoặc tầm bơi xa của con tàu tại chế độ hành trình tuần dương, tùy thuộc vào tốc độ gió thực tế và loại nhiệm vụ mà các máy bay thực hiện (chúng xác định khối lượng của máy bay, và {205} do đó, cả tốc độ gió trên boong cần thiết để cất cánh). Đoạn đường cầu bật cất cánh có độ dốc 6° sẽ đảm bảo cất cánh chạy đà ngắn khi độ lắc sống dọc lên đến ± 2°, và bằng cách đó sẽ cải thiện đặc tính trong các điều kiện như vậy.
........

[qtdc]

(tiếp)

3.3.2. Cất cánh bằng cầu bật của máy bay thông thường

Máy bay cất cánh và hạ cánh thẳng đứng (VTOL; СВВП) trong quá trình cất cánh từ cầu bật có giá trị thành phần thẳng đứng của lực đẩy là lớn, điều đó đảm bảo các giá trị tương đối nhỏ của tốc độ đối không thoát boong của máy bay này từ cầu bật. Hơn nữa, trong quá trình cất cánh sẽ đảm bảo được sự ổn định của VTOL do hệ thống điều khiển khí động học.


Рис. 3.22. Векторная диаграмма сил, действующих на самолет, в процессе трамплинного взлета

Hình 3.22. Sơ đồ vector các lực tác động lên máy bay trong quá trình cất cánh bằng cầu bật.

Máy bay thông thường khi cất cánh bằng cầu bật không có những lợi thế này. Sơ đồ vector của các lực trong quá trình cất cánh từ ski-jump được thể hiện trên hình 3.22. Như có thể thấy từ sơ đồ này, thành phần thẳng đứng của lực đẩy là nhỏ. Do những lực gì mà có thể cân bằng được một phần lớn trọng lực của chiếc máy bay, như ta thấy từ sơ đồ vector, tại thời điểm thoát khỏi cầu bật vốn không cân bằng? Điều này là do sự tăng tốc chuyển động của máy bay trên quỹ đạo thông qua vector thành phần của lực đẩy động cơ dọc theo con đường và sự tăng tốc của trọng lực, uốn cong quỹ đạo xuống dưới. Hệ quả tác động của những yếu tố này, là máy bay {206} tăng tốc độ lên đến giá trị đảm bảo được đường bay của nó có giá trị đủ của lực nâng các bề mặt chịu lực để tiếp tục chuyển vào đường bay bình thường.


Рис. 3.23. Характер движения обычного самолета при трамплинном взлете:
1 — разгон на плоской палубе; 2 — движение самолета по трамплину; 3 — движение в воздухе после схода с трамплина; 4 — набор высоты и уход самолета в обычный полет

Hình 3.23. Tính chất chuyển động của máy bay thông thường khi cất cánh từ cầu bật:
1- tăng tốc chạy đà trên boong phẳng; 2- máy bay chuyển động trên cầu bật; 3- chuyển động trên không trung sau khi thoát khỏi sàn cầu bật; 4- lấy độ cao và chuyển máy bay vào đường bay bình thường.

Hình 3.23 minh họa tính chất sự chuyển động của máy bay thông thường lúc cất cánh từ cầu bật của con tàu. Trên phân đoạn 1 máy bay tăng tốc trên boong phẳng, trên phân đoạn 2 máy bay chuyển động trên bề mặt cong - đường cầu bật. Ở đây góc nghiêng dọc được tăng lên và cả chiều cao của vị trí phía trên bề mặt boong. Tại phân đoạn 3 trong không khí sau khi thoát khỏi cầu bật, máy bay di chuyển theo quỹ đạo nửa đạn đạo. Góc tấn tăng, đạt tới giá trị tối đa của nó, góc nghiêng dọc cũng tăng. Máy bay ở phân đoạn này, sau khi đạt chiều cao tối đa, sẽ hạ xuống đồng thời với việc tăng tốc độ. Việc hạ độ cao sẽ giảm dần và dừng lại. Ở đây, máy bay sẽ có tốc độ và lực nâng cần thiết để chiếm độ cao. Từ điểm này trở đi bắt đầu phân đoạn 4 - lên cao và máy bay chuyển sang đường bay bình thường.

Hải quân Hoa Kỳ đã tiến hành các thử nghiệm kiểm tra đánh giá các máy bay hải quân trên hạm thông thường T-2C và F-14A để xác định tính khả thi của việc cất cánh từ cầu bật.

Đường cầu bật -. đó là một cấu trúc có chiều rộng 18 m, dài 36 m. Kích thước đường cầu bật phụ thuộc vào góc ngẩng của nó. Nó bao gồm các mô-đun thép mà trong đó phần cầu bật chiều dài 12,9 m tính từ đường cơ sở của nó có góc nâng không đổi và được lắp ráp từ các tấm thép 3 × 9 m, được cố định vào các trụ đỡ bằng thép. Để tạo cho cầu bật độ cong cần thiết thì các trụ đỡ có độ lớn khác nhau. Góc nâng cầu bật được xác định bởi độ lớn của góc mà {207} phần cuối của cầu bật nằm dưới góc đó. Các tấm thép ở cuối cầu bật đặt trên các gối tựa theo phương nằm ngang, để tại thời điểm máy bay trượt khỏi boong sẽ dỡ tải cho càng đáp phía trước của nó. Hình 3.24 cho thấy cấu tạo cầu bật và cho các kích thước của nó đối với hai góc nâng.




Рис. 3.24. Устройство трамплина и его размеры для двух углов подъема трамплина

Hình 3.24. Cấu tạo cầu bật và kích thước của nó đối với hai góc ngẩng của cầu bật.

Đường băng cất cánh trước cầu bật dùng để cho máy bay chạy đà, chiều rộng 18,3 m, dài 610 m làm từ một lớp phủ kim loại dễ dàng lắp ghép. Bên phải đường băng này gần cầu bật có đặt một đường băng tương tự làm đường lăn bánh cho các máy bay xung quanh cầu bật và lăn chúng sang các đường băng bê tông khác. Trong quá trình cất cánh của các máy bay F-14A người ta sử dụng thiết bị ghìm giữ hiện đại hóa, cho phép phát triển sức đẩy ổn định của động cơ trước khi tăng tốc chạy đà. Hệ thống này có thể được đặt bất cứ nơi nào trên đường băng cất cánh, tùy thuộc vào tốc độ yêu cầu trên cầu bật. Việc đánh dấu trục trung tâm của đường cất cánh và đường cầu bật được thực hiện dưới dạng hai dải có chiều rộng 0,76 m, từ cả hai phía của trục trung tâm.

Tham gia các thử nghiệm có cả hai loại máy bay. Loại máy bay chính là T-2C, là loại máy bay huấn luyện chính trong Hải quân Hoa Kỳ. Máy bay khác là máy bay tiêm kích hạm F-14A. Cả hai máy bay đều là loại đã sản xuất hàng loạt. Tuy nhiên, ngoài thiết bị tiêu chuẩn mà hiện chúng có người ta còn lắp đặt thiết bị đo đạc từ xa và thiết bị ghi âm. Sát xi các máy bay có lắp rất nhiều cảm biến để xác định các tải trọng va đập. Các cảm biến bức xạ {208} laser cho phép xác định trong quy mô thời gian thực gia tốc và góc tấn khi tăng tốc chạy đà và cất cánh. Các đặc tính chung của trọng lượng máy bay được biến thiên sao cho có thể thay đổi quan hệ lực đẩy với trọng lượng của máy bay. Chúng được thể hiện trong bảng 3.1.



Với các trọng lượng cất cánh, lực đẩy động cơ và tư thế của các cánh tà sau tương ứng của máy bay đã tiến hành việc tăng tốc chạy đà tiêu chuẩn thường được sử dụng khi cất cánh. Trong quá trình thử nghiệm đã thu được các dữ liệu về chiều dài chạy đà của máy bay bằng cách mô phỏng sự hỏng hóc của động cơ, cần thiết để xác định phạm vi chấm dứt cất cánh nhằm giữ an toàn.
.........

[qtdc]

(tiếp)

Khả năng chấm dứt cất cánh một cách an toàn và hành động của phi công được xác định trong quá trình mô phỏng việc dừng cất cánh với yêu cầu bổ sung cho phi công thực hiện lăn chờ xung quanh cầu bật (vị trí cầu bật trên đó được mô phỏng). Trước mỗi lần cất cánh máy bay được bố trí 9 m bên trái trục trung tâm của đường băng. Trong quá trình cất cánh khi đạt tốc độ chạy đà yêu cầu phi công chuyển một trong những động cơ vào chế độ gaz nhỏ (mô phỏng sự hư hỏng của nó). Sau một giây mô phỏng thời gian phản ứng của phi công, anh ta chuyển động cơ thứ hai vào chế độ gaz nhỏ và thực hiện động tác xoay mạnh bánh lái theo hướng dọc-ngang để di chuyển máy bay về bên phải trục trung tâm của đường băng. Khoảng cách máy bay đi qua dọc theo đường băng tính từ thời điểm mô phỏng hỏng hóc động cơ cho đến thời gian cắt qua càng chính bên trái và máy bay di chuyển sang nửa bên phải của đoạn đường cầu bật, được xác định bằng cảm biến laser. {209}

Sau đó trong thời gian chạy đà máy bay đi qua tuyến, mà tại đó vẫn còn có thể chấm dứt việc cất cánh, máy bay buộc phải cất cánh từ cầu bật. Hư hỏng của một trong các động cơ trên phân đoạn này là thời điểm nguy hiểm nhất và kịch tính nhất. Trong trường hợp này, việc chủ yếu là để ghìm giữ máy bay trên đường băng và cầu bật, có chiều rộng 18 m.


Рис. 3.25. Зависимость отклонения от осевой линии самолета от скорости движения при разбеге:
1 — F-14A; 2 — Т-2С

Hình 3.25. Sự phụ thuộc của độ lệch so với trục dọc của máy bay vào tốc độ di chuyển khi chạy đà:
1 — F-14A; 2 — Т-2С

Máy bay T-2C khi mô phỏng sự hư hỏng động cơ trong quá trình cất cánh có dịch chuyển ngang nhỏ so với đường trung tâm. Đối với máy bay F-14A giá trị phát sinh của lực đẩy bất đối xứng gây ra sự dịch chuyển lớn hơn nhiều. Khi máy bay đạt đến tốc độ mong muốn phi công chuyển một trong những động cơ sang chế độ ga nhỏ. Sau 1 giây (thời gian phản ứng của phi công), nhiệm vụ của phi công là phải ngăn chặn sự dịch chuyển ngang của máy bay. Nhiệm vụ bổ sung của phi công là để động cơ thứ hai hoạt động trong chế độ đốt tăng lực, chuyển sang chế độ hoạt động chiến đấu. Như hình 3.25 chỉ ra, khi tốc độ chạy đà đạt đến 185 km / h máy bay F-14A có thể được giữ trên đường băng và cầu bật rộng 18 m (trong các giới hạn độ lệch 6 m và thêm 2,4 m là nửa bánh sát-xi). Cần lưu ý rằng, nếu xảy ra trục trặc động cơ trên đường băng gần cầu bật, độ nghiêng lệch tối đa của {210} máy bay sẽ xảy ra sau khi nó cất cánh khỏi cầu bật.

Các công tác thử nghiệm sơ bộ cầu bật được hoàn thành bởi các đội bay, nhằm xác định góc tấn tối đa αmax  cho phép của các máy bay, các đặc tính tĩnh học và động lực học của các máy bay trong trường hợp một trong các động cơ hư hỏng.

Trước khi thực hiện cuộc cất cánh đầu tiên từ cầu bật, người ta đã tiến hành việc mô hình hóa tổng thể sử dụng công nghệ máy tính. Công tác mô hình hóa này bao hàm các mô hình khí động và các mô hình của các yếu tố kết cấu riêng biệt của máy bay, chẳng hạn như càng sát-xi. Mô hình hóa cho phép các chuyên gia không chỉ dự đoán các đặc tính và tải trọng tác động lên kết cấu, mà còn cho phép nhóm nghiên cứu thử nghiệm cải thiện thủ tục kiểm tra trong suốt quá trình các chuyến bay xuất phát từ cầu bật. Ngoài ra, còn xác định được các đặc điểm hành vi của máy bay sau khi một trong các động cơ hỏng hóc, tốc độ tối thiểu của máy bay thoát khỏi cầu bật khi chỉ có một động cơ làm việc và hành động tối ưu của phi công khi cất cánh từ cầu bật. Đối với máy bay F-14A người ta đã soạn ra được bộ hướng dẫn về phối hợp hành động của các thành viên phi hành đoàn khi chạy đà cất cánh, thực hiện cất cánh từ cầu bật và khi bay. Tốc độ đối không tối thiểu được xác định trên cơ sở mô hình hóa chuyển động.

Các tốc độ đối không tối thiểu thoát máy bay khỏi cầu bật nhận được khi mô hình hóa, được lấy làm cơ sở và vì lý do an toàn được tăng thêm khoảng 9 km / h. Các tốc độ đối không tối thiểu thoat máy bay khỏi cầu bật trình bày trên bảng 3.2.



Ban đầu, khi cất cánh, tốc độ xuất phát của máy bay thoát khỏi cầu bật (với các trọng lượng cất cánh và tư thế các cánh tà tương ứng với lực đẩy động cơ) được lựa chọn bằng với tốc độ cất cánh tiêu chuẩn khi máy bay cất cánh từ các sân bay thông thường. Tiếp theo, tốc độ cất cánh được chọn với mỗi cuộc cất cánh thành công sau đó từ cầu bật, được giảm xuống 5.5 km / h cho đến khi nào vẫn còn chưa đạt tốc độ thoát xuất phát của máy bay từ cầu bật, được dẫn ra trên bảng 3.2.

Hình. 3.26 cho thấy đặc tính cất cánh ski-jump. Biểu đồ này chỉ ra khả năng trực tiếp chấm dứt cất cánh một cách an toàn. Giao điểm của đường cong gia tốc hành trình tiêu chuẩn và đường thẳng khả năng chấm dứt cất cánh một cách an toàn là điểm A - điểm giới hạn khả năng chấm dứt cất cánh một cách an toàn. Điều này có nghĩa là bất cứ lúc nào trong quá trình cất cánh, nếu máy bay chưa đi qua điểm A, việc cất cánh có thể dừng lại một cách an toàn, và máy bay sẽ đi ngang qua cầu bật. Sau khi vượt qua điểm này máy bay buộc phải cất cánh.


Рис. 3.26. Изменения скорости самолета при движении по трамплину:
А — предельная точка возможности безопасного прекращения взлета; В — предельная точка возможности безопасного взлета при одном отказавшем двигателе; 1 — ускорение при разбеге при одном работающем двигателе; 2 — нормальное ускорение при разбеге; 3 — линия безопасного прекращения взлета

Hình 3.26. Sự thay đổi vận tốc máy bay khi chuyển động trên cầu bật:
A- điểm giới hạn khả năng ngừng cất cánh một cách an toàn; B- điểm giới hạn khả năng cất cánh an toàn khi một động cơ bị hỏng; 1- gia tốc khi chạy đà với chỉ một động cơ còn làm việc; 2- gia tốc tiêu chuẩn khi chạy đà; 3- đường ngừng cất cánh một cách an toàn.
...........

[qtdc]

(tiếp)

Thuộc về một tình huống khẩn cấp khác là việc cất cánh của máy bay với một động cơ bị hỏng (trọng lượng cất cánh 4540 kg, cánh tà sau lệch hết mức, tốc độ đối không tối thiểu của máy bay khi thoát khỏi cầu bật là 130 km / h). Bất cứ lúc nào sau khi máy bay đạt đến điểm B trong trường hợp một động cơ bị hỏng, phi công có thể thực hiện một cuộc cất cánh an toàn khỏi cầu bật hoặc thực hiện hạ cánh trên đường băng sau cầu bật trong các giới hạn tải trọng cho phép của máy bay.

Trong quá trình thử nghiệm tất cả đã tiến hành 140 lần cất cánh (112 lần với máy bay T-2C và 28 lần với máy bay F-14A) từ cầu bật, góc nâng của chúng 6 và 9°. Trong đó đã đạt được sự cắt giảm đáng kể chiều dài chạy đà của T-2C tới 52%. Đối với máy bay F-14A chiều dài chạy đà giảm được một phần ba. Tuy nhiên, tiềm năng đầy đủ của máy bay F-14A đã không thể hiện được, do sự hạn chế về tốc độ tối thiểu thoát khỏi cầu bật của máy bay với một động cơ hư hỏng. Khi có sự cân bằng theo chiều dọc tương ứng với sự trợ giúp của trimmer cài đặt trước khi cất cánh, với cần lái máy bay ở trạng thái tự do, việc máy bay thoát khỏi cầu bật là có thể xảy ra. Tốc độ tối thiểu thoát khỏi cầu bật của máy bay T-2C, có góc nâng 6°, bị giới hạn (do giá trị bằng không của tốc độ lên cao tại thời điểm thoát khỏi cầu bật), nhưng việc thoát khỏi cầu bật của máy bay T-2C có góc nâng 9°, được kèm theo những đặc tính tiêu cực không mong muốn về độ nghiêng dọc. Khi thử nghiệm máy bay F-14A trong phạm vi các tốc độ đối không cho phép, không quan sát thấy những mô-men tiêu cực nào trong các đặc tính và phẩm chất hàng không của máy bay. Với các trọng lượng cất cánh và tốc độ thoát khỏi bàn đạp đó của máy bay, tải trọng tác động trên kết cấu máy bay là bình thường. Tuy nhiên, ở các tốc độ thoát khỏi cầu bật cao của máy bay F-14A, phi hành đoàn thử nghiệm được những gia tốc tiêu chuẩn khá đáng kể.


Рис. 3.27. Зависимость минимального значения скороподъемности Vy самолета Т-2С от скорости его схода с трамплина для двух значений углов подъема трамплина: γ = 6° (а) и γ = 9° (б), сплошные линии — данные моделирования.

Hình 3.27. Sự phụ thuộc của giá trị nhỏ nhất của tốc độ lên cao Vy của máy bay T-2C vào tốc độ thoát khỏi cầu bật của nó đối với hai giá trị góc nâng (góc ngẩng) của cầu bật: γ = 6° (а) và γ = 9° (б), đường liền nét - số liệu của sự mô hình hóa.

Các thử nghiệm đã chỉ ra rằng cùng với việc giảm tốc độ đối không thoát khỏi cầu bật của máy bay thì tốc độ lên cao cũng sẽ bị giảm một cách tương ứng. Sự phụ thuộc của tốc độ lên cao tối thiểu của máy bay T-2C vào tốc độ thoát khỏi cầu bật của nó với các góc nâng 6 và 9° được thể hiện trên hình 3.27. Để so sánh cũng dẫn ra các dữ liệu thu được từ việc mô hình hóa (đường liền nét).

Các kết quả tương tự đối với máy bay F-14A được đưa ra trên hình 3.28. Trong quá trình cất cánh của máy bay F-14A từ cầu bật {213} người ta sử dụng chế độ hoạt động tối đa của động cơ. Chế độ tăng lực tối đa của động cơ không được sử dụng. Đối với cả hai loại máy bay ở mọi tư thế của các cánh tà và các giá trị trọng lượng cất cánh, có một xu hướng tương tự nổi bật lên. Kết quả thử nghiệm máy bay T-2C cho thấy sự cải thiện đặc tính {214} của tốc độ lên cao tối thiểu so với những đặc tính dự đoán của mô hình mô phỏng. Bức tranh tương tự ta cũng quan sát thấy trong quá trình cất cánh của máy bay F-14A ở góc nâng của cầu bật là 6°. Đối với máy bay T-2C khi góc nâng cầu bật là 6° với tất cả các tổ hợp của trọng lượng cất cánh và tư thế của cánh tà, giá trị của tốc độ đối không tối thiểu thoát khỏi cầu bật của nó được xác định bởi giá trị không của tốc độ lên cao. Tại góc nâng 9° của cầu bật, giá trị tối thiểu của tốc độ thoát khỏi cầu bật của máy bay được xác định bởi phẩm chất hàng không của máy bay. Đối với máy bay F-14A giá trị tốc độ đối không tối thiểu thoát khỏi cầu bật chỉ được xác định bởi các đặc tính về khả năng điều khiển được của nó trong điều kiện hư hỏng một động cơ. Không có thông số quan trọng nào khác, chẳng hạn như giá trị không của tốc độ lên cao, các góc tấn lớn và các phẩm chất hàng không không mong muốn của máy bay, với các giá trị của vận tốc đối không được sử dụng trong thời gian thử nghiệm, không làm ảnh hưởng đến giá trị {215} tốc độ đối không tối thiểu thoát khỏi cầu bật của máy bay. Các tốc độ đối không tối thiểu thoát khỏi cầu bật, thu được trong thời gian thử nghiệm được dẫn ra trên bảng 3.3.



Đối với ba trong bốn máy bay tham gia vào các bài thử nghiệm, các giá trị tốc độ thấp hơn thu được khi góc nâng cầu bật là 9°. Các tốc độ thấp quan trọng hơn (chừng khoảng 9 km / h) với chiếc máy bay có trọng lượng cất cánh 4540 kg (cao hơn tỷ lệ lực đẩy trọng lượng). Đã xác định được các tiêu chí tốc độ tối thiểu cho máy bay T-2C là gần giá trị không của tốc độ lên cao ở góc nâng 6° của cầu bật và các đặc tính cất cánh không phù hợp ở góc 9°, còn với máy bay F-14A - là các điều kiện cất cánh trong trường hợp hư hỏng một động cơ.
Với việc giảm tốc độ thoát khỏi cầu bật của máy bay thì chiều dài chạy đà cũng sẽ giảm ΔL. Hình 3.29 cho thấy sự phụ thuộc của ΔL vào Vсх  với máy bay T-2C khi trọng lượng cất cánh 4540 kg. Các kết quả tương ứng cho máy bay F-14A dẫn ra trên hình 3.30.

Việc giảm tối đa chiều dài chạy đà phụ thuộc vào tốc độ cất cánh tối thiểu, đến lượt nó lại phụ thuộc vào giá trị không của tốc độ lên cao, các đặc tính cất cánh hoặc tốc độ của máy bay khi chỉ một động cơ {216} làm việc. Đối với bất kỳ lần cất cánh nào từ cầu bật, khi cần có chiều dài chạy đà tối thiểu và quỹ đạo cất cánh không phải có tính chất nguy kịch, tốc độ cất cánh thấp nhất là cần thiết.


Рис. 3.29. Зависимость ΔLр и ΔLв.д (взлетной дистанции) от Vcx для самолета Т-2С.

Hình 3.29. Sự phụ thuộc của ΔLр và ΔLв.д (cự ly cất cánh) vào Vcx đối với máy bay Т-2C.
.........

[qtdc]

(tiếp)


Рис. 3.28. Зависимость минимального значения скороподъемности самолета F-14A от скорости его схода с трамплина:
а — при угле схода 6°; б — при угле схода 9°

Hình 3.28. Sự phụ thuộc của giá trị nhỏ nhất của tốc độ nâng máy bay F-14 vào tốc độ thoát cầu bật của nó:
q - khi góc thoat 6°; b - khi góc thoat 9°

Cất cánh từ cầu bật bắt đầu với việc thiết lập chế độ làm việc của động cơ. Vòng quay của các động cơ được nâng đến 93-95% vòng quay tối đa, đồng thời các phanh hãm bánh xe được nhả hết cỡ và động cơ chuyển sang chế độ hoạt động chiến đấu. Gia tốc trong quá trình cất cánh là {217} vừa phải và phải được kiểm soát một cách dễ dàng. Thành phần nằm ngang của gió cạnh (tốc độ 4-5 m / s) ảnh hưởng không đáng kể. Do thiếu hệ thống điều khiển càng mũi và để giữ hướng hành trình cho máy bay người ta sử dụng một hệ thống nhỏ phanh vi sai cho đến khi máy bay đạt đến tốc độ chạy đà 74-78 km / h, khi bánh lái hướng phát huy đủ hiệu quả. Việc điều khiển hệ thống phanh vi sai hoặc bánh lái hướng không gây ra các khó khăn và cho phép giữ cho độ lệch của máy bay so với trục trung tâm đường băng CHC nằm trong khoảng ± 0,75 m. Mặc dù khi chạy đà, việc thiếu kiểm soát càng mũi không gây ra những vấn đề đặc biệt khó khăn, nhưng người ta khuyến khích trang bị hệ thống này cho tất cả các máy bay cất cánh và hạ cánh nhờ cầu bật, để sử dụng cầu bật hiệu quả hơn và an toàn hơn. Sau 4-6 lần cất cánh đầu tiên liên tục từ cầu bật, phi công có thể xác định được điểm ngừng cất cánh an toàn với độ chính xác ± 15 m (1/2 đến 3/4 giây); nhưng cũng vì những lý do an toàn mà vị trí chính xác của điểm này được đội ngũ nhân viên kỹ thuật truyền cho phi công qua radio. Ngay lập tức sau khi máy bay vượt qua {218} điểm ngừng cất cánh an toàn, khi việc cất cánh bắt buộc phải thực hiện, viên phi công vừa kiểm soát tốc độ đối không và chế độ hoạt động của động cơ, vừa phải dồn tất cả sự chú ý vào việc giữ cho máy bay nhằm đúng hướng cần có. Máy bay tiến vào đường cất cánh trên cầu bật với đặc trưng tăng gia tốc tiêu chuẩn đến 1,6-2,5 g trong vòng 1 giây, mà không tác động tiêu cực đến phi công. Các phẩm chất hàng không của máy bay không bị xấu đi do tác động động lực lên kết cấu sát-xi. Bất kỳ độ lệch nào của bánh lái hướng trong thời gian chạy đà nhằm hiệu chỉnh tác động gió cạnh đều ngay lập tức gây ra các dao động phugoid nhỏ (với chu kỳ khoảng 4 giây), mà không gây ra những khó khăn nghiêm trọng, tuy nhiên để tránh chúng, tất cả các máy bay, dành để hoạt động từ cầu bật, cần phải trang bị hệ thống tăng cường sự ổn định theo cả ba trục, để chúng không có liên hệ phản hồi đến các cơ cấu điều khiển máy bay.


Dao động Phugoid của máy bay

Tư thế đầu tiên khi cất cánh của máy bay xét theo góc nghiêng dọc được xác định bởi chính độ nâng của cầu bật (6 hoặc 9°). Bằng cách điều chỉnh sự cân bằng theo chiều dọc người ta đạt được các tốc độ góc nhỏ theo chiều nghiêng dọc (2 ... 3° / s), các tốc độ đó cơ bản đảm bảo một cách thỏa đáng các tổ hợp vị trí khác nhau của tư thế máy bay theo chiều nghiêng dọc và ở các góc tấn khác nhau. Trong những lần đầu tiên cất cánh từ cầu bật đã có trường hợp các phi công buộc phải dồn những nỗ lực lớn vào cần lái do khó giảm rung một cách chính xác bánh lái độ cao trên mặt đất. Tất cả các máy bay thực hiện cất cánh từ cầu bật, phải được trang bị các hệ thống cân bằng kép, hoạt động chính xác, và dễ dàng điều khiển.


Рис. 3.30. Зависимость ΔLр и ΔLв.д от скорости разбега по трамплину Vр для самолета F-14A при (высоте препятствия 15 м

Hình 3.30. Sự phụ thuộc của các gia số ΔLр và ΔLв.д vào tốc độ chạy đà trên cầu bật Vр đối với F-14A khi độ cao chướng ngại 15 m.

Máy bay bay theo cung với gia tốc bình thường ban đầu (0,5 ± 0,1) g, sau đó gia tốc được tăng lên đến 1 g (qua khoảng 1 ... 2,5 giây), thường trùng với tốc độ nâng tối thiểu khi cất cánh. Việc tăng góc tấn của máy bay khi bay theo cung là do sự thay đổi hướng của vector vận tốc, gây nên bởi sự giảm góc quỹ đạo bay và tăng góc nghiêng dọc. Góc tấn tối đa được quan sát thấy ở gần điểm giá trị tối thiểu của tốc độ nâng, khi góc quỹ đạo bay là nhỏ nhất, và góc nghiêng dọc có giá trị dương lớn nhất. Sự cân bằng theo chiều dọc, thiết lập được trong thời gian tất cả các lần cất cánh từ cầu bật, đối với góc tấn cân bằng, là lớn hơn nhiều so với góc tấn âm khá nhỏ {219} khi thoát khỏi cầu bật. Như vậy, trong một thời gian ngắn phản ứng của máy bay với góc tấn cân bằng được hình thành, trở nên rõ ràng đối với người phi công xét theo tốc độ góc ban đầu. Trong cùng thời gian này máy bay tiếp tục tăng tốc đến vận tốc đủ để duy trì máy bay do đã có lực nâng ở cánh. Sau một thời gian ngắn biên độ dao động của máy bay được loại bỏ và máy bay được ổn định gần góc tấn cân bằng và tiếp tục leo cao. Trong trường hợp lý tưởng, các đặc tính cất cánh tối ưu từ cầu bật có thể thu được ở góc tấn tối đa và sự cân bằng theo chiều dọc như thế, sẽ tạo ra vận tốc góc mong muốn để đạt được góc nghiêng dọc mà sẽ bằng với góc tấn tối đa của máy bay tại thời điểm khi góc quỹ đạo bay của máy bay bằng không. Khả năng cân bằng máy bay theo cách như vậy để có được sự kết hợp hoàn hảo giữa các góc tấn, góc nghiêng dọc và tốc độ nghiêng dọc với một số xấp xỉ nào đó, đạt được chỉ trong thời gian cất cánh từ cầu bật khi góc nâng của cầu bật là 6° và không đạt được ở góc nâng cầu bật là 9°. Lý do của hiện tượng này là sự khác biệt giữa góc nâng của cầu bật và góc tấn tối đa.

Do đó, cầu bật có góc nâng (góc ngẩng) 6° cho phép máy bay xoay thêm 6° theo độ nghiêng dọc và giảm góc quỹ đạo bay từ 6° đến 0 (tốc độ nâng bằng không), điều đó đảm bảo đạt được góc tấn tối đa. Khi cầu bật có góc nâng 9°, do thời gian ngắn nên không thể giảm góc quỹ đạo bay của máy bay đến mức bằng 0, góc nghiêng dọc chỉ tăng 3°. Đối với cầu bật có góc nâng 9°, góc tấn tối đa đạt được khi tốc độ leo cao phù hợp. Theo mức giảm tốc độ đối không thoát khỏi cầu bật của máy bay, cũng giảm cả giá trị cân bằng yêu cầu theo chiều dọc để không vượt quá các giá trị giới hạn của góc tấn. Giảm cân bằng theo chiều dọc dẫn đến tốc độ âm không mong muốn theo độ nghiêng dọc sau khi đạt đến góc tấn tối đa, điều này đến lượt nó, sẽ làm giảm nó xuống thấp dưới giá trị tối ưu cần thiết khi máy bay thoát khỏi cầu bật. Kể từ khi ra đời thiết bị hiển thị trên kính chắn gió, đã có nhiều nỗ lực được thực hiện nhằm kiểm soát góc tấn. Việc đánh dấu độ nghiêng dọc, được kết hợp với góc tấn giới hạn, yêu cầu một thao tác {220} cơ động kép không lớn nhằm dừng sự quay. Một khi mũi máy bay đã chiếm lĩnh tư thế mong muốn, thì vị trí cần thiết sẽ dễ dàng giữ được trong các giới hạn ± 1° bằng một sự điều khiển nhỏ. Một tiêu chí quan trọng cho bất kỳ máy bay nào thực hiện cất cánh từ cầu bật là khả năng đạt được các đặc tính tối ưu khi thả tự do cần lái máy bay. Khi thả tự do cần lái thì việc cất cánh từ cầu bật của máy bay thông thường được xem như một động tác nhẹ nhàng hơn khi máy bay cất cánh từ sân bay thông thường.

Quá trình F-14A cất cánh bắt đầu tại thời điểm khi nhân viên điều hành ở cuối đường băng tháo thiết bị ghìm giữ. Sự không bằng phẳng của nền gốc mà trên đó đặt lớp phủ, gây ra hiện tượng lắc của máy bay khi chạy đà, dao động lắc đó được truyền qua các càng chính của sát-xi, nhưng nó không làm phi hành đoàn lo ngại và không ảnh hưởng đến các đặc tính cất cánh. Việc giữ máy bay so với trục trung tâm đường băng và cầu bật trong vòng ± 0,75 m dễ dàng hơn so với máy bay T-2C, nhờ hoạt động điều khiển bánh xe càng mũi. Ở một mức độ lớn người ta đã giảm tải được cho các phi công trong thời gian chạy đà, nhờ hệ thống điều khiển càng mũi loại trừ được các độ lệch hướng nhỏ nhất một cách dễ dàng. Trong suốt thời gian chạy đà của máy bay F-14A liên tục xảy ra các dao động ngắn hạn theo chiều dọc (khoảng 1 giây) của các trụ càng chủ, gây ra bởi động năng của càng mũi. Càng mũi đôi khi tách khỏi lớp phủ đường băng ở các tốc độ chạy đà cao trong những khoảnh khắc trước khi máy bay tiến vào đường cầu bật. Việc kiểm soát hướng không đủ chính xác do ảnh hưởng của gió cạnh và các chuyển vị ngang do sự không đồng đều của lớp phủ nền, khi càng trước không có tiếp xúc với đường băng cất hạ cánh. Việc sử dụng hệ thống điều khiển càng mũi cho phép phi công giữ máy bay trong các giới hạn của đường đánh dấu đã vạch, bằng cách điều khiển bánh xe phía trước trong thời điểm có tiếp xúc với đường băng cất cánh.

Cũng như trong trường hợp máy bay T-2C, các phi công máy bay F-14A có thể xác định điểm ngừng cất cánh an toàn với độ chính xác ± 15 m (1,2 s), nhưng các số liệu chính xác của nó được truyền qua radio từ đài điều khiển nhằm các mục đích an toàn. Sau khi máy bay vượt qua điểm an toàn ngừng cất cánh và việc cất cánh phải được diễn ra, viên phi công khi chạy đà chủ yếu tập trung chú ý {221} vào tình trạng hoạt động của động cơ và viên sĩ quan-hoa tiêu kiểm soát tốc độ chạy đà bằng cách đọc các chỉ số của nó từ màn hiển thị hệ thống dẫn đường quán tính. Việc máy bay tiến vào cầu bật đặc trưng bởi sự tăng gia tốc tiêu chuẩn đến 3,1 ... 3,7 g khi cất cánh từ cầu bật có góc nâng 6°, và lên đến 3,4 và 5,2 g khi cất cánh từ cầu bật với góc nâng 9°. Mặc dù máy bay ở trên cầu bật trong thời gian rất ngắn (khoảng 1 giây), sự gia tăng gia tốc tiêu chuẩn là rất mạnh. Tốc độ chạy đà nhỏ nhất ở cuối cầu bật tương ứng với biên độ dao động nhỏ hơn cả và gia tốc trong trường hợp này cao hơn một chút so với gia tốc tiêu chuẩn tối đa của máy bay T-2C. Các gia tốc tiêu chuẩn này được coi là chấp nhận được. Tại các gia tốc cao thì các thành viên phi hành đoàn để ngăn chặn những thương tổn cho cột sống vùng cổ nên sử dụng đến tư thế thích hợp trong ghế phóng. Khi máy bay thoát khỏi cầu bật ta không thấy có sự suy giảm phẩm chất hàng không của nó, gây ra bởi động năng của sát-xi. Máy bay F-14A sử dụng sự ổn định tăng cường theo cả ba trục. Để loại bỏ sự trượt ngang phát sinh sau khi cất cánh do ảnh hưởng gió, cần di chuyển nhẹ cần lái theo hướng ngược lại. Việc không có sự suy giảm tự nhiên các phẩm chất bay, gây ra bởi dao động phugoid theo độ nghiêng ngang, đã tạo thuận lợi cho công việc của phi công và được giải thích bởi thực tế là tất cả các máy bay cất cánh thông thường luôn có một hệ thống hiệu quả để tăng cường sự ổn định theo cả ba trục. Góc nghiêng dọc ban đầu sau khi máy bay thoát cầu bật, xác định bởi góc nâng của nó (6 hoặc 9 °). Thiết bị cân bằng theo chiều dọc sẽ đảm bảo các vận tốc góc so sánh được là 7 ... 8° / s, mà sau 2-3 giây sẽ được hãm đến không hay một giá trị dương nhỏ. Có khó khăn trong việc cân bằng theo chiều dọc là do thiết bị dùng cho mục đích này nằm ở một vị trí mà phi công rất khó thực hiện điều chỉnh do thị sai. Mặc dù hệ thống cân bằng trên máy bay F-14A tốt hơn so với T-2C nhưng rất khó sử dụng nó chính xác mà không có thiết bị ghi-kiểm. Nhất thiết phải đề nghị cho tất cả các máy bay cất cánh từ cầu bật, có hệ thống cân bằng riêng, có khả năng nhân đôi và dễ dàng kiểm soát.
........

[qtdc]

(tiếp)

Cũng giống như máy bay T-2C, đối với F-14A tốc độ lên cao là một hàm số của tốc độ thoát khỏi cầu bật của máy bay, quan hệ lực đẩy / trọng lượng của máy bay, góc dốc của cầu bật và sự cân bằng theo chiều dọc. Do sự hạn chế {222} tốc độ thoát khỏi cầu bật của máy bay, gây ra bởi việc chỉ có một động cơ hoạt động, trong các thử nghiệm này đã không chứng minh được các đặc tính, gần với giá trị tương ứng với giá trị bằng không của tốc độ lên cao ở góc nâng cầu bật 6°, cũng như khi góc nâng cầu bật là 9°. Để nghiên cứu độ nhạy cân bằng người ta đã thực hiện một số lần cất cánh từ cầu bật ở đầu chương trình thử nghiệm. Máy bay đã duy trì tốt góc nghiêng dọc tối đa, trong khi phản ứng với sự chuyển động của bánh lái, lúc mà mũi bắt đầu chúc xuống. Khi đã đạt tới góc nghiêng dọc cần thiết, rất dễ dàng giữ được vị trí mong muốn trong khoảng ± 1° bằng những chuyển động nhẹ nhàng của bánh lái.

Trong thời gian máy bay cất cánh từ cầu bật, những tải trọng đáng kể đã tác động đến máy bay. Do các máy bay như T-2C và F-14A, được phát triển để sử dụng chúng từ các tàu sân bay, nên xét theo các đặc tính độ bền của mình, chúng thích hợp cho việc cất cánh từ cầu bật. Trên thực tế, mục đích chính của các bài kiểm tra là để xác định tải trọng tác động lên kết cấu của các máy bay thử nghiệm. Vấn đề được coi là cơ bản nhất đó là sự phân phối tải trọng trên khung chịu lực của máy bay. Để giảm mô-men uốn, cánh máy bay T-2C không treo các thùng nhiên liệu tại đầu mút, còn trên máy bay F-14A không có các thùng chứa nhiên liệu bên trong cánh. Tại các cuộc cất cánh thử nghiệm đầu tiên từ cầu bật, ở các tốc độ gần với tốc độ khi cất cánh bình thường, có một câu hỏi về việc xác định tải trọng tối đa nào trên máy bay trong giai đoạn đầu của cuộc thử nghiệm. Đầu tiên đối với máy bay người ta xác định các trọng lượng cất cánh nhỏ. Máy bay T-2C là máy bay đầu tiên vượt qua thử nghiệm, các tải trọng trên khung của nó, tùy thuộc vào tốc độ thoát khỏi cầu bật được dẫn ra trên hình 3.31.


Рис. 3.31. Зависимость нагрузки Р на шасси самолета Т-2С от скорости разбега по трамплину:
а — носовая стойка; б — основные стойки; 1 — фактические нагрузки при угле схода 6°; 2 — фактические нагрузки при угле схода 9°; 3, 4 — данные моделирования при углах схода 6 и 9° соответственно

Hình 3.31. Sự phụ thuộc của tải trọng P lên sát-xi máy bay T-2C vào tốc độ chạy đà trên cầu bật:
a-càng mũi; b-cành chủ; 1-tải trọng thực tế khi góc thoát 6°; 2-tải trọng thực tế khi góc thoát 9°; 3, 4-các số liệu mô hình hóa tương ứng khi góc thoát là 6 và 9°

Như ta thấy trên hình, tải thực tế và tính toán trên càng mũi trùng nhau rất nhiều, mặc dù ở tốc độ nhỏ hơn so với dự kiến. Tải trọng thực tế trên các càng chính khá nhỏ so với tải trọng thu được khi mô hình hóa, và chúng có gia số nhỏ hơn khi tăng góc nâng của cầu bật. Sự giảm tải trên các càng chính được cắt nghĩa là do không có khả năng dự đoán chính xác lực nâng của cánh máy bay trong thời gian chạy đà. Việc sử dụng các cánh tà sau thả hoàn toàn đã nhấn mạnh xu hướng này cũng như sự tăng nhẹ tải trọng trên càng mũi. Tải cực hạn {223} trên sát-xi (hành trình tới hạn của thanh nhún bộ giảm xóc) được xác định cho trụ càng mũi của sát-xi. Trên cầu bật có góc nâng 6° thì các tải trọng tối đa trên càng mũi thu được khi trọng lượng cất cánh của máy bay T-2C bằng 5350 kg, tốc độ chạy đà trên cầu bật từ 157 đến 178 km / h. Các tải trong tối đa của càng mũi thu được trong thời gian một số lần cất cánh từ cầu bật có góc nâng đến 9°.

Đối với máy bay F-14A các tải trọng thực sự đo lường được trong thời gian thử nghiệm về cơ bản phù hợp với các tải trọng thu được qua mô hình hóa, nhưng không phát hiện được sự thay đổi tải trọng phụ thuộc vào các điều kiện khác nhau khi cất cánh từ cầu bật. Việc không có khả năng phát hiện chúng có thể giải thích qua ba yếu tố chính. Thứ nhất, số lượng các lần cất cánh rất hạn chế, điều đó loại trừ việc lặp lại các điều kiện tương tự. Thứ hai, phạm vi thay đổi tốc độ thoát của máy bay khỏi cầu bật là nhỏ, dẫn đến việc không có khả năng xác định ảnh hưởng của tốc độ đến các tải trọng phát sinh trong quá trình cất cánh. Thứ ba, "nước đại" bất ngờ của mũi máy bay khi nó {224} tiếp cận cầu bật, gây ra những thay đổi lớn về tải trọng trên càng mũi. Tuy nhiên, trong quá trình thử nghiệm đã không đạt được đến tải trọng tới hạn kể cả trên các càng chính, hoặc trên càng mũi. Vì vậy càng mũi sẽ là một yếu tố hạn chế trong các lần cất cánh mà máy bay có các tốc độ tăng cao khi thoát khỏi cầu bật. Ảnh hưởng đáng chú ý nhất của việc tăng tốc độ lên việc tăng tải trọng trên càng mũi và các càng chính được quan sát thất khi máy bay cất cánh từ cầu bật có góc nâng 9°. Sự gia tăng trọng lượng cất cánh của máy bay F-14A từ 21.800 kg đến 25.000 kg khi cất cánh từ cầu bật có góc nâng 9 ° gây ra một sự gia tăng nhỏ của tải trọng trên khung máy bay. Ảnh hưởng của tốc độ đến tải trọng sát-xi khi máy bay cất cánh từ cầu bật có góc nâng 6 ° không phát hiện được, do thực tế đã sử dụng các dữ liệu ngẫu nhiên. Tuy nhiên, việc tăng tải trên sát-xi phụ thuộc vào trọng lượng cất cánh của máy bay thì đã được xác định. Đáng chú ý nhất đối với phi công khi chạy đà và cất cánh từ cầu bật là sự gia tăng của gia tốc tiêu chuẩn. Đỉnh điểm của sự gia tăng gia tốc tiêu chuẩn thu được trong quá trình thử nghiệm được thể hiện trên hình. 3.32.


Рис. 3.32. Зависимость приращения нормального ускорения самолета при трамплинном взлете в зависимости от скорости разбега:
1 — при угле схода 9° для T-2C; 2 — при угле схода 6° для Т-2С; 3 — при угле схода 9° для F-14; 4 — при угле схода 6° для F-14; 5, 6 — данные моделирования при углах схода 6 и 9° соответственно

Hình 3.32. Sự phụ thuộc của gia số gia tốc tiêu chuẩn của máy bay khi cất cánh từ cầu bật trong mối quan hệ phụ thuộc tốc độ chạy đà:
1- khi góc thoát 9° với T-2C; 2- khi góc thoát 6° với Т-2С; 3- khi góc thoát 9° với F-14; 4- khi góc thoát 6° với  F-14; 5, 6- các số liệu mô hình hóa khi các góc thoát tương ứng là 6 và 9°

Trong thực tế, kíp lái máy bay đã phải chịu những gia tốc lớn. Vì vậy, trong các lần cất cánh của máy bay F-14A với tốc độ lớn {225} thì các thành viên phi hành đoàn phải giữ đúng tư thế trong các ghế phóng.

Như đã đề cập ở trên, các yêu cầu đặt ra về độ bền kết cấu của máy bay dự kiến cho chúng đóng căn cứ trên các tàu sân bay, cho phép các máy bay ấy thực hiện cất cánh từ cầu bật. Máy bay của các loại binh chủng khác phải sử dụng cầu bật có góc nâng nhỏ. Tuy nhiên, để đảm bảo góc thoát cần thiết của máy bay khỏi cầu bật, cần phải tăng đoạn dốc cầu bật xác định góc nâng của nó lên, và do đó, cả chiều dài và chiều cao của cầu bật cũng sẽ tăng lên.

Như vậy, việc cất cánh từ cầu bật của các máy bay thông thường là có thể. Việc giảm chiều dài chạy đà nhờ sự trợ giúp của cầu bật được đến hơn 50% là một minh chứng sống động về những ưu thế mà cầu bật mang lại. Xét từ quan điểm các phẩm chất hàng không và khả năng điều khiển khi chạy đà, việc cất cánh từ cầu bật là hoạt động cơ động dễ dàng hơn hơn so với việc cất cánh bình thường. Trong hầu hết các lần cất cánh mà máy bay T-2C và F-14A thực hiện, đã thiết lập được sự cân bằng theo chiều dọc ở mức đảm bảo cất cánh với tay cần điều khiển ở tư thế tự do. Tuy nhiên, những khó khăn trong việc đảm bảo sự cân đối theo chiều dọc máy bay đã đặt ra yêu cầu cho bất kỳ máy bay nào thực hiện cất cánh từ cầu bật, đó là nó phải được trang bị hệ thống cân bằng chính xác, nhạy bén và được nhân đôi. Cần phải tăng cường sự ổn định của máy bay theo ba trục. Để cho phép phi công kiểm soát hoạt động của thiết bị trên máy bay và theo dõi các thông số bay, cần phải có sự hiển thị trên kính chắn gió. Trong thời gian cất cánh từ cầu bật, tải trọng tác động lên kết cấu của cả hai loại máy bay đều ở trong phạm vi chấp nhận được. Máy bay không được thiết kế để sử dụng từ trên tàu sân bay và không có thiết kế gia cường kết cấu khung sườn, có thể thực hành cất cánh từ cầu bật có góc nâng nhỏ hơn (bán kính cong lớn hơn).
.........

[qtdc]

(tiếp)

3.4. Cất cánh thẳng đứng

Máy bay cất-hạ cánh thẳng đứng (VTOL) có thể cất cánh thẳng đứng (hoặc cất cánh điểm) từ boong tàu. Các máy bay VTOL thực sự khác nhiều so với máy bay thông thường.

Để máy bay VTOL hoạt động bình thường cần phải đảm bảo: {226}
- Lực đẩy theo chiều thẳng đứng (của thiết bị phát lực) phát ra, có độ lớn vượt qua độ lớn của trọng lực để nó cất cánh không cần chạy đà và treo;
- Lực đẩy ngang để thực hiện bay và cơ động bình thường;
- Chuyển tiếp trung gian về hướng của lực đẩy giữa lực đẩy theo phương thẳng đứng và lực đẩy theo phương ngang để chuyển từ trạng thái cất cánh, bay treo sang bay ngang và ngược lại;
- Các lực và mô-men điều khiển để điều khiển máy bay VTOL và tạo ổn định cho nó ở các tốc độ gần bằng không, khi các lực khí động học còn rất nhỏ hoặc chưa có;
- Bảo vệ sân CHC, kết cấu máy bay và động cơ tránh những tác động xấu của dòng khí xả có năng lượng cao.
Trong quá trình cất cánh thẳng đứng và bay treo vector lực đẩy của thiết bị động lực được định hướng ở góc 90 ° hoặc ở góc gần 90 độ, so với bề mặt của sân cất-hạ cánh. Do đó, các dòng khí thải nhiệt độ cao với động năng lớn có hướng thẳng đứng so với sân CHC hoặc định hướng ở các góc gần 90 độ. Các dòng khí xả chảy ra khỏi ống xả của động cơ máy bay phản lực VTOL gây ra các tác động tương hỗ: giữa các dòng khí xả với nhau; giữa dòng khí xả với luồng không khí bên ngoài (gió, tốc độ của chuyển động theo phương ngang); với các bề mặt của máy bay; với các động cơ; với các sân cất cánh và hạ cánh.

Các tương tác nói trên phụ thuộc vào số lượng và vị trí của các động cơ trên máy bay, hình dạng của thiết bị phụt, các đặc tính năng lượng của dòng phụt, bố trí các bộ phận của máy bay (cánh, thân máy bay, cửa hút không khí), độ gần của mặt cắt vòi xả và bề mặt của máy bay so với bề mặt sân CHC, tốc độ và hướng của luồng khí bên ngoài, đặc điểm của quá trình cất cánh và hạ cánh.

3.4.1. Tác động hút của dòng khí xả và xác định ảnh hưởng của nó đến lực nâng của máy bay VTOL

Hiện tượng hút các dòng chảy rối sát vách và chảy tự do của không khí xung quanh, hiện tượng hãm luồng chảy tràn trên các bề mặt máy bay, không khí được sưởi nóng đi vào động cơ, gây ra sự thay đổi lực đẩy theo phương đứng của thiết bị động lực, hay như người ta thường nói, lực hợp thành tiêu chuẩn (lực nâng hợp thành). {227}



trong đó ΔY - thay đổi tổng cộng (giảm hoặc tăng) của lực nâng máy bay VTOL, do ảnh hưởng của tất cả các hiệu ứng kể trên;
P - lực đẩy tổng cộng theo phương đứng của thiết bị động lực. Các phương trình đặt ở vế bên phải thể hiện những nội dung sau.
ΔYс.в/P - sự mất mát lực nâng do hiện tượng các dòng khí xả hút không khí xung quanh bên ngoài ảnh hưởng của mặt đất, khi các dòng khí xả chảy từ máy bay xuống phía dưới và không gặp phải trở ngại trên đường đi của nó. Các dòng khí gaz lôi kéo một khối lượng không khí ở bên cạnh trong luồng không khí (đang chuyển động) tương đối, vì vậy số khối lượng khí gaz trong dòng xả gần như tăng tỉ lệ thuận với quãng đường nó đã đi qua. Do hiện tượng hút không khí xung quanh mà tại các bề mặt phía dưới của máy bay hình thành nên một khu cục bộ giảm áp, như được thể hiện trên hình 3.33.


Рис. 3.33. Появление разрежения на нижних поверхностях самолета из-за подсоса выходной струей окружающего воздуха:
1 — свободная турбулентная струя; 2 — подсасываемый воздух из окружающей среды

Hình 3.33. Sự xuất hiện vùng không khí loãng ở các bề mặt phía dưới của máy bay do tác động hút của dòng khí xả đối với không khí xung quanh:
1- dòng chảy rối tự do; 2- không khí bị hút vào từ môi trường xung quanh
........

[qtdc]

(tiếp)

ΔYпр/P  - các tổn thất bổ sung của lực nâng do xuất hiện dòng cận thân vì gần bề mặt đất (sân đậu), như thể hiện trong hình. 3.34. Độ lớn của những tổn thất này phụ thuộc vào cao độ của bề mặt máy bay trên sân đậu (mặt đất), các thông số hình học của máy bay và các vòi phun, vị trí của chúng và các thuộc tính năng lượng của dòng xả phản lực.

Do hoạt động hút của dòng hình quạt, nằm gần bề mặt kết cấu máy bay, ở các phần dưới của máy bay sẽ phát sinh các khu vực có độ loãng khí cao. Những khu vực loãng khí đó {228} gây giảm đáng kể lực nâng tổng cộng của máy bay.

Cách đơn giản nhất và xác định rõ nhất bức tranh vật lý của sự xuất hiện tổn thất lực nâng, liên quan đến sự lây lan dòng cận thân dọc theo bề mặt đất và tác động hút không khí xung quanh của chúng, ta có thể làm được, sau khi xem xét một dòng khí đơn nhất xuất phát từ ống phun nằm ở trung tâm đĩa tại những khoảng cách đến mặt đất khác nhau (xem hình. 3.34 ).


Рис. 3.34. Обтекание самолета при появлении пристеночных струй вследствие близости самолета от поверхности земли:
1 — свободная турбулентная струя; 2 — подсасываемый воздух; 3 — пристеночная струя; 4 — разрежение

Hình 3.34. Sự chảy bao máy bay của chất lưu khi xuất hiện dòng cận thân do thân máy bay còn gần bề mặt đất:
1- dòng chảy rối tự do; 2- không khí bị hút vào; 3- dòng cận thân; 4- không khí loãng

Ở những khoảng cách lớn so với mặt đất, độ loãng khí trên bề mặt của tấm ít thay đổi theo bán kính, và về độ lớn thì không đáng kể. Tuyến dòng thứ cấp do tác động hút gần nằm ngang. Khi giảm khoảng cách H đến mặt đất của đĩa có đường kính D của một dòng đơn lẻ, sẽ có sự liên quan ngày càng lớn giũa sự xuất hiện của bộ phận dòng cận thân hình quạt do va chạm của nó với bề mặt sân đậu và lan rộng đều đặn về tất cả các hướng dọc theo bán kính. Tại khoảng cách H / D £ 2 thì dòng hút rất mạnh không khí bên ngoài sẽ chảy bao toàn bộ mép đĩa. Do sự đứt dòng mà phát sinh vùng áp suất thấp ở bề mặt dưới của đĩa, đặc biệt là ở các vùng ngoại vi của đĩa. Kết quả là làm phát sinh những tổn thất đáng kể lực nâng ΔYпр do tác động hút của dòng cận thân.


Рис. 3.35. Сравнение расчетных (оплошная линия) и экспериментальных (кружки) данных по потерям подъемной силы из-за подсасывающего действия выходных струй

Hình 3.35. So sánh các số liệu tính toán (đường đậm) và thực nghiệm (các chấm tròn) về mất mát lực nâng do tác động hút của các dòng khí xả

Từ các công tác đã thực hiện cho thấy rằng, ảnh hưởng chính đến độ lớn của tổn thất lực nâng do {229} tác động hút của dòng gần mặt đất là quan hệ giữa diện tích của miệng xả với diện tích đĩa Sс/Sд  và khoảng cách từ bề mặt đĩa đến vật cản H / D (hình. 3.35). Hình thức khác nhau của miệng xả, áp suất và nhiệt độ trong vòi xả có ít ảnh hưởng đến những tổn thất này. Nếu tóm tắt các kết quả trên ta thu được quan hệ phụ thuộc của tổn thất lực nâng ΔYпр/Рот vào khoảng cách từ đĩa đến bề mặt vật cản H không phải với đường kính của vòi phun, mà với tham số ta sẽ có được trên thực tế một đường cong, có thể được mô tả bằng công thức gần đúng. Cần lưu ý rằng các thí nghiệm, bao gồm các thí nghiệm trên quy mô thực, đã cung cấp sự phù hợp khá tốt đối với những dữ liệu tính toán thu được trên cơ sở tổng quát hóa. Nếu có không chỉ một mà nhiều dòng thì bức tranh chảy của dòng chất lưu và không khí bị hút sẽ thay đổi đáng kể. Trong khu vực giữa các dòng, do sự tương tác của các dòng cận thân đã hình thành các dòng chảy hướng lên ở tốc độ tương đối cao. Dòng chảy hướng lên này được gọi là "đài phun nước" hay dòng phun. Do kết quả sự ức chế dòng phun này ở bề mặt dưới của mặt phẳng vật thể, mà từ đó dòng chảy xuất phát, tại đó sẽ phát sinh các lực hướng lên trên, nghĩa là sẽ xuất hiện một lực nâng bổ sung -. tăng thêm lực nâng một lượng ΔYф/Р. Lượng tăng thêm này của lực nâng của máy bay VTOL đối với cách bố trí có hai hoặc nhiều dòng xả gần bề mặt sân đậu (mặt đất) do tương tác của các dòng cận thân với nhau, sự hình thành dòng phun hướng lên cao và ảnh hưởng của nó đến các bề mặt dưới của máy bay được chỉ ra trên hình 3.36.


Рис. 3.36. Взаимодействие двух струй при натекании их на преграду и образование восходящего фонтанного потока:
1 — свободные турбулентные струн; 2 — подсасываемый воздух; 3 — пристеночные струи; 4 — разрежение; 5 — фонтанный поток; 6 — эпюра давления фонтана

Hình 3.36. Sự tương hỗ của 2 dòng nhỏ khi chúng chảy gặp vật cản và sự hình thành dòng phun tràn:
1- dòng chảy rối tự do; 2- không khí bị hút vào; 3- dòng cận thân (cận bề mặt); 4- khí loãng; 5- dòng phun; 6- biểu đồ áp lực vòi phun

Nếu có 3 hay nhiều hơn các dòng xả, thì do kết quả sự tương tác của các dòng cận thân sẽ hình thành một hệ thống dòng phun (hình 3.37), gồm nhân vòi phun 1 và các mặt cạnh của vòi phun 2. Vì vậy dưới dạng chung thì gia số lực nâng của máy bay VTOL do tác động của vòi phun sẽ là:



trong đó ΔYф.я/P — gia số lực nâng do nhân vòi phun;  {231}
ΔYф.б.п/P — gia số lực nâng do các mặt cạnh của vòi phun.
Nếu phối trí của máy bay VTOL có hai vòi xả (hai luồng dòng xả), thì ΔYф/P = ΔYф.б.п/P, bởi vì nhân vòi phun sẽ không có, nghĩa là, ΔYф.я/P = 0.
Để xác định tác động của vòi phun cần xác định gia số lực nâng do nhân vòi phun và do các mặt cạnh của vòi phun.


Рис. 3.37. Взаимодействие трех и более пристеночных струй и образование системы фонтана:
1 — ядро фонтана; 2 — боковые плоскости фонтана

Hình 3.37. Tác động tương hỗ của ba và nhiều hơn các dòng cận thân và hình thành hệ thống vòi phun:
1- nhân vòi phun; 2- các mặt phẳng cạnh của vòi phun

Hoạt động của nhân vòi phun lan tỏa trên diện tích Sя, nghĩa là diện tích mặt bên dưới của máy bay VTOL, ở giữa các đường nối các tâm vòi xả của thiết bị động lực. Độ lớn tác động của nhân vòi phun có thể xá định trên cơ sở các số liệu thực nghiệm trên các mô hình máy bay VTOL. Biết độ lớn tổng cộng của sự thay đổi lực nâng ΔY/P, sau khi tính toán ra các thành phần lực của nó và tác động của các mặt bên (cạnh) vòi phun, chúng ta có thể xác định tác động của nhân vòi phun. Trên cơ sở xử lý các thí nghiệm ta sẽ nhận được công thức kinh nghiệm. Có thể xác định qua thực nghiệm sự phân bố áp suất trên diện tich Sя và bằng cách đó xác định thành phần lực ΔYф.я/P.

Cần lưu ý rằng cơ chế hình thành vòi phun và hoạt động của nó trên bề mặt máy bay là rất phức tạp. Nó phụ thuộc cấu hình các cơ cấu xả của thiết bị động lực: các thiết bị đối xứng trục đường kính như nhau, đường kính khác nhau, các cơ cấu xả phẳng với sự bố trí khác nhau tạo nên các vòi phun khác nhau hoàn toàn, chúng có tác động khác nhau đến bề mặt của máy bay VTOL. Nhiều điều phụ thuộc vào các góc chạm của các dòng khí xả với sân cất-hạ cánh, vào mức độ giãn nở khí xả trong các vòi xả khác nhau và v.v... Các dòng vòi phun cũng chảy lan như vậy trên bề mặt dưới của máy bay, và chúng tác động tương hỗ với các dòng xả và dòng bên ngoài. Tất cả cần được tính đến khi nghiên cứu chi tiết tác động của các vòi phun của dòng khí xả.

Sử dụng các phương pháp đã dẫn, có thể xác định các thành phần kể trên của lực nâng tổng cộng.

Trên máy bay các hiệu ứng hút không khí xung quanh và xuất hiện vòi phun được thể hiện một cách đồng thời. Tuy nhiên sự hiểu biết tác động riêng biệt của chúng cho phép thâm nhập sâu hơn vào nguyên nhân xuất hiện tổn thất hoặc các hiệu ứng tích cực và tìm ra con đường đạt đến các bố cục thích hợp nhất và các thiết bị tốt nhất.
.........

[qtdc]

(tiếp)

Ảnh hưởng lớn đến cường độ tổn thất lực nâng của máy bay VTOL, gây ra bởi tác động hút của dòng khí xả,  {232}  là cách bố trí động cơ trên máy bay, cụ thể là vị trí tương hỗ của các ống xả, cũng như vị trí của chúng đối với các bộ phận của máy bay.

Từ việc phân tích các tài liệu đã dẫn ta rút ra rằng bố cục tốt nhất của máy bay VTOL là bố cục mà với nó sẽ tạo được nhân vòi phun có diện tích đáng kể.


Рис. 3.38. Зависимость относительных суммарной подъемной силы 3 СВВП, подъемной силы 2 фонтана, подсасывающей силы 1 струй от относительной высоты положения самолета над взлетно-посадочной площадкой

Hình 3.38. Sự phụ thuộc của các đại lượng tương quan lực nâng tổng cộng 3 của máy bay VTOL, lực nâng của vòi phun 2, lực hút 1 của dòng xả, đối với độ cao tương đối của vị trí máy bay trên sân cất-hạ cánh

Trên hình 3.38 trình bày sự phụ thuộc của lực nâng tổng cộng của máy bay VTOL, lực nâng của vòi phun và lực hút của dòng khí xả vào cao độ tương đối của vị trí máy bay trên sân cất-hạ cánh. Các quan hệ phụ thuộc này được dẫn ra đối với máy bay tốc độ cận âm có ba của hút gió bố trí một ở mũi máy bay VTOL và hai sau cánh dọc theo sườn thân máy bay, nghĩa là theo các góc tam giác cân. Từ hình vẽ ta thấy rằng lực hút không ngừng tăng cùng với việc giảm cao độ vị trí của máy bay trên bề mặt sân cất-hạ cánh. Ở đây cao độ tương đối được xác định như quan hệ giữa độ cao với đường kính tương đương của ống xả H/Dэ, còn lực tương đối — như quan hệ giữa sự thay đổi của nó đối với lực đẩy của động cơ.

Do kết quả tăng trưởng lực hút của dòng xả chảy lan trên bề mặt sân đậu mà lực nâng bị giảm và ngay cả tại cao độ dừng của vị trí máy bay lực này sẽ lên đến 95% lực đẩy ban đầu của thiết bị động lực. Tuy nhiên, do sự tương tác của ba dòng khí {233} của các quạt nâng mà nhân vòi phun và ba mặt cạnh của vòi phun được hình thành. Xung lượng của vòi phun (dòng hướng lên) tác động chủ yếu đến bề mặt dưới của máy bay, nằm giữa ba dòng khí xả. Vì thế có thể đo được lực của vòi phun trên mô hình có ba miệng xả. Trên hình vẽ cho thấy quan hệ phụ thuộc của sự thay đổi lực nâng của máy bay VTOL do tác động của các vòi phun lên máy bay. Ở khoảng cách đến bề mặt sân đậu, bằng 4 lần đường kính tương đương của vòi phun, vòi phun sẽ không làm tăng lực nâng, nhưng khi giảm khoảng cách này thì ta quan sát thấy có sự gia tăng mạnh lực nâng, nó đạt mức tối đa ở độ cao bằng 1,5 lần đường kính tương đương, sau đó bắt đầu giảm. Giá trị tăng tối đa khoảng 5% tổng lực đẩy. Cần lưu ý rằng dòng vòi phun khi va đập vào bề mặt máy bay sẽ lan truyền trên đó và cũng có tác động hút đến môi trường không khí xung quanh, vì vậy xung lượng của vòi phun không được sử dụng hoàn toàn để tăng lực nâng. Khảo sát cho thấy rằng tính chất chảy lan của dòng phun nước là khá phức tạp và phụ thuộc vào hình bao thân máy bay, sự hiện diện của những điểm lồi, cánh tà và các bề mặt khác. Ví dụ, nếu thân máy bay có mặt cắt hình bầu dục, dòng vòi phun sẽ chảy bao quanh thân máy bay dọc theo bề mặt của nó và xung quanh mặt cắt ngang, còn nếu thân máy bay phẳng có hai cửa hút khi động học ở các bên sườn, dòng sẽ được khóa giữa các bầu hút khí động (gondola) và chảy dọc theo mặt phẳng ở cả hai phía đối nhau. Rõ ràng, trong trường hợp thứ hai, xung lượng của vòi phun được sử dụng hiệu quả hơn khi nhằm mục đích tăng lực nâng.

Do tác động đồng thời của hai yếu tố theo các hướng ngược nhau: lực hút trong lực của vòi phun - đường cong 3 của tổng lực nâng phụ thuộc vị trí cao độ của máy bay trên đường băng có hình dạng khá phức tạp. Khi giảm độ cao lực đó sẽ giảm nhẹ, sau đó tăng lên khi lực vòi phun lớn hơn lực hút, đạt đến giá trị tối đa, sau đó giảm trở lại khi lực hút ngày càng lớn và lớn hơn lực của vòi phun.
.........