Что такое Управление вектором тяги?

Управление вектором тяги

Управление вектором тяги

отклонение реактивной струи ТРД или струи, образуемой при вращении винта ТВД от направления, соответствующего крейсерскому режиму полёта, для создания дополнительной подъёмной, управляющей или тормозящей силы. У. в. т. применяется для сокращения длины разбега и пробега (СКВП, СВВП), а также при маневрировании в полёте. Отклонение реактивной струи при У. в. т. осуществляется с помощью отклоняющих устройств (ОУ), которые являются элементами конструкции двигателя или самолёта. В СВВП У. в. т. достигается также использованием подъёмных ТРД или вентиляторов, расположенных в фюзеляже или крыле, либо при использовании ТВД поворотом их в вертикальной плоскости.

ОУ двигателей подразделяются на два типа. К первому относятся поворотные сопла или решётки, выполняющие при крейсерском режиме функции прямого сопла, и плоские сопла с подвижными стенками. ОУ второго типа имеют створки, перекрывающие тракт сопла или установленные за выходным сечением сопла. В этом случае отклонение реактивной струи осуществляется непосредственно створками. К таким ОУ относится реверсивное устройство. ОУ (кроме реверсивных устройств) имеют коэффициент тяги -

не ниже 0,94-0,96, где Р - тяга, создаваемая ОУ, Рид - идеальная тяга ОУ при том же расходе газа.

В ОУ самолётов отклонение реактивной струи двигателя осуществляется закрылками: при обдуве струёй закрылка снизу или при обдуве крыла сверху; в последнем случае используется эффект прилипания струи к поверхности (см. Энергетическая механизация крыла).

Авиация: Энциклопедия. - М.: Большая Российская Энциклопедия.
Главный редактор Г.П. Свищев.
1994.

Словарь — упорядоченный в алфавитном или тематическом порядке список заглавных слов, лексикографически обработанных.
Словарь — лексикографический продукт, который содержит упорядоченный перечень языковых единиц (слов, словосочетаний и т.п.) с короткими их характеристиками или характеристиками обозначенных ими понятий, или с переводом на другой язык.

Автомобиль, авто, машина (от греч. Αὐτός — «сам» и лат. Mobilis — «тот, что движется») — самоходная колесная машина, которая приводится в движение установленным на ней двигателем и предназначена для перевозки людей, грузов, буксировки транспортных средств, выполнения специальных работ и перевозки специального оборудования безрельсовыми дорогами. Передвигается преимущественно по суше.

Автомобиль — сложная система, совокупность механизмов и узлов, которые могут выходить из строя. Поэтому автомобили требуют регулярного технического обслуживания. Читайте Как следить по автомобилем?

Mitsubishi Motors Corporation (яп. 三菱 自動 車 工業 株式会社 Mitsubishi Jidōsha Kōgyō Kabushiki Kaisha) (MMC) — японская автомобилестроительная компания, входит в группу Mitsubishi — крупнейшей производственной группы Японии. Штаб-квартира — в Токио. В 1970 году Mitsubishi Motors была сформирована из подразделения Mitsubishi Heavy Industries.

Управляемый вектор тяги

Управление вектором тяги (УВТ) реактивного двигателя - отклонение реактивной струи двигателя от направления, соответствующего крейсерскому режиму.

В настоящее время управление вектором тяги обеспечивается, в основном, за счет поворота всего сопла или его части.

Рис.1:Схемы сопел с механическим УВТ: а) - с отклонением потока в дозвуковой части; б) - с отклонением потока в сверхзвуковой части; в) - комбинированное .

Для схемы с отклонением потока в дозвуковой части характерно совпадение угла механического отклонения с газодинамическим. Для схемы с отклонением только в сверхзвуковой части газодинамический угол отличается от механического.

Рис.2: Схема сопла с ГУВТ с использованием атмосферного воздуха на режиме осевого истечения: 1-силовой поток; 2-эжектируемый управляющий поток атмосферы; 3-кольцевая обечайка закрепленная на разделительных ребрах; 4-разделительные ребра.

Рис.3:Схема сопла с ГУВТ на режиме максимального отклонения вектора тяги: 1-закрытый сектор; 2-открытый сектор; 3-область пониженного давления.

Газодинамическое сопло использует "струйную" технику для изменения эффективной площади сопла и отклонения вектора тяги, при этом механически сопло не регулируется. В этом сопле отсутствуют горячие высоконагруженные подвижные детали , оно хорошо компонуется с конструкцией ЛА, что уменьшает массу последнего.

Внешние контуры неподвижного сопла могут плавно вписываться в обводы самолета, улучшая характеристики малой заметности. В этом сопле воздух от компрессора может направляться в инжекторы в критическом сечении и в расширяющейся части для изменения соответственно критического сечения и управления вектором тяги.

Ссылки

• РД-133 - на airwar.ru

Литература

1. Безвербый В.К., Зернов В.Н., Перелыгин Б.П. Выбор проектных параметров летательных аппаратов.. - М.: МАИ., 1984.
2. №36 // Экспресс-информация. Серия: авиационное двигателестроение.. - М.: ЦИАМ., 2000 г.
3. Краснов Н.Ф. Аэродинамика. 2 // Аэродинамика. Методы аэродинамического расчета.. - М.: ВШ, 1980.
4. Швец А.И. Аэродинамика несущих форм.. - Киев.: ВШ, 1985г..
5. Залманзон Л.А. Теория элементов пневмоники. - М.: Наука, 1969г.. - С. 508.
6. 2 // Опыт создания газодинамического устройства управления вектором тяги.Тезисы докладов.. - Самара: «Международная научно-технической конференция, посвященная памяти Генерального конструктора аэрокосмической техники академика Н.Д. Кузнецова», 2001 г.. - С. 205-206.

Сегодня самолеты с вертикальным взлетом и посадкой уже не являются диковинкой. Работы в этом направлении в основной развернулись в середине 50-я годов и шли по самым разным направлениям. В ходе опытно-конструкторские работ были разработаны самолеты с поворот установками и ряд других. Но среди всех разработок обеспечивших вертикальный взлет и посадку, лишь одна получила достойное развитие - система изменения вектора тяги с помощью поворотных сопел реактивного двигателя. При этом двигатель оставался неподвижным, Истребители «Харриер» и Як-38, оснащенные подобными силовыми установками, довели до сернйного производства.

Однако идея использования поворотных сопел для обеспечения вертикального взлета и посадки у ходит своими корнями в середину 40-х годов, когда в стенах ОКБ-155, возглавляемого главным конструктором А.И. Микояном, в инициативном порядке был разработан проект подобного самолета. Его автором стал Константин Владимирович Пеленберг (Шуликов), работавший в ОКБ со дня его основания.

Стоит отметить, что еще в 1943 г. К.Е. Пеленберг также в инициативном порядке разработал проект истребителя с укороченным взлетом и посадкой. Идея создания подобной машины была вызвана желанием конструктора сократить дистанцию взлета с целью обеспечения боевой работы с фронтовых аэродромов, поврежденных немецкой авиацией.

На рубеже 30-х - 40-х годов многие авиаконструкторы уделяли внимание проблеме сокращения взлетно-посадочной дистанции самолета. Однако в своих проектах они пытались решить ее путем увеличения подъемной силы крыла применяя различные технические новшества, В итоге появились самые разнообразные конструкции, часть из которых дошла до опытных экземпляров. Были построены и проходили испытания бипланы с убирающимся в полете нижним крылом (истребители ИС конструкции В.В. Никитина и В. В. Шевченко) и монопланы с крылом, раздвигающимся в полете (самолеты РК конструкции Г. И. Бакшаева). Кроме того, на испытания поступала самая разнообразная механизация крыла - выдвигающиеся и машущие предкрылки, разного рода закрылки, разрезные крылья и многое другое. Однако существенно сократить дистанцию разбега и пробега эти новшества не могли.

В своем проекте К. В. Пеленберг основное внимание сконцентрировал не на крыле, а на силовой установке. В период 1942-1943 гг. он разработал и тщательно проанализировал несколько схем истребителей, использовавших для сокращения взлета и поездки изменение сектора тяги за счет отклоняемых воздушных винтов. Крыло и оперение в этих случаях лишь помогали достижению основной задачи.

Разработанный в итоге истребитель представлял собой моноплан двухбалочной схемы, имеющий трехколесное шасси с передней опорой. Разнесенные балки соединяли крыло с хвостовым оперением, которое имело цельноповоротный стабилизатор. На балках были расположены основные опоры шасси, Стрелково-пушечное вооружение размещалось в носовой части фюзеляжа.

Силовая установка располагалась и кормовой части фюзеляжа за кабиной пилота. Мощность посредством редуктора и удлиненных валов передавалась спаренным толкающим винтам, имевшим взаимно-противоположное вращение. Последнее исключало реактивный момент и повышало эффективность винтомоторной группы.

На режимах взлета и посадки спаренные винты, при помощи гидравлического привода, можно было поворачивать относительно оси редуктора вниз, создавая тем самым вертикальную подъемную силу. Двухбалочная схема в полной мере способствовала свободному перемещению винтов, при этом в отклоненном положении они незначительно затенялись фюзеляжем и крылом. С приближением к земле или при полете вблизи нее винты должны были образовывать под самолетом область уплотненного воздуха, создающего эффект воздушной подушки. При этом также повышался их кпд.

Естественно, что при повороте винтов от продольной оси вниз возникал пикирующий момент, но он парировался двумя способами. С одной стороны отклонением цельноповоротного стабилизатора, работающего в зоне активного обдува винтов, на отрицательный угол. С другой, - отклонением консоли крыла в плоскости хорды вперед на угол, соответствующий условиям балансировки при данном направлении вектора тяги. С переводом самолета в горизонтальный полет после подъема на безопасную высоту винты разворачивались в исходное положение.

В случае реализации данного проекта, предложенной истребитель мог иметь очень короткую дистанцию разбега, но для вертикального взлета мощности существовавший в то время моторов явно не хватало. Поэтому для подобного проекта с целью сокращения взлетно-посадочных дистанций, а также осуществления взлета и посадки по крутой траектории, близкой к вертикальной, требовался один мотор повышенной мощности или два, работавших синхронно на одни вал.

Разработанный К.Б. Пеленбергом проект истребителя интересен тем, что в нем с большой эффективностью была использована тяга воздушных винтов для создания дополнительной подъемной силы самолету и необычные для того времени средства аэродинамической балансировки - подвижное крыло или, как его сейчас называют крыло изменяемой геометрии, а также управляемый стабилизатор. Интересно отметить, что эти и некоторые другие технические новшества, предложенные конструктором в данном проекте, в значительной мере опередили свое время. Однако в дальнейшее они нашли достойное применение в авиастроении.

Проект истребителя укороченного взлета и посадки так и остался проектом, но он только усилил желание автора создать самолет вертикального взлета и посадки. Константин Владимирович понимал, что возможность вертикального взлета открывала неоценимые тактические возможности для военной авиация. В этом случае самолеты могли бы базироваться на грунтовых аэродромах, используя ограниченные по размерам площадки, и на палубах кораблей. Актуальность зтой проблемы была ясна уже тогда. К тому же с ростом максимальных скоростей полета истребителей, неизбежна росли и их посадочные скорости, что делало посадку сложной и небезопасной, кроме того, увеличивалась потребная длина взлетно-посадочных полос.

По окончании Великой Отечественной войны с появлением в нашей стране трофейных немецких реактивных двигателей ЮМО-004 и БМВ-003 а затем и закупленных у английской фирмы «Роллс-Ройс» двигателей «Дервент-V», «Нин-I» и «Нин-II», удалось, успешно разрешить многие проблемы в отечественном реактивном самолетостроение. Правда и их мощность была еще недостаточна для решения поставленной задачи, но это не останавливало работу авиаконструктора. В это время Константин Владимирович не только работал в ОКБ главного конструктора А.И. Микояна, но и преподавал в Московском авиационном институте.

К разработке истребителя с вертикальным взлетом и посадкой, у которого в качестве силовой установки использовался турбореактивный двигатель (ТРД), К.В. Пеленберг приступил в начале 1946 г. в инициативном порядке и уже к середине года проект машины был в целом завершен. Как и в предшествующем проекте, он выбрал схему с неподвижной силовой установкой, а вертикальный взлет обеспечивал изменяемый вектор тяги.

Особенностью предлагаемой схемы было то, что цилиндрическое сопло реактивного двигателя оканчивалось двумя симметрично расходящимися каналами, в конце которых устанавливались поворотные в вертикальной плоскости насадки.

Существенным преимуществом предложенного устройства являлась простота конструкции, отсутствие необходимости в переделке сопла самого двигателя и сравнительная простота управления. При этом поворот насадков не требовал больший усилий и сложных устройств, как, например, в случае изменения вектора тяги путем поворота всей силовой установки.

Разработанный Константином Владимировичем истребитель представлял собой моноплан с реданной схемой расположения двигателя. В качестве силовой установки должен был послужить наиболее мощный в то время английский ТРД «Нин-II» с тягой 2270 кгс. Подвод воздуха к нему осуществлялся через лобовой воздухозаборник. При компоновке машины одним из основных требований были то, чтобы ось вектора тяги при отклонении насадков проходила вблизи центра тяжести самолета. Насадки в зависимости от режима полета требовалось поворачивать на наивыгоднейшие углы в пределах от 0 до 70°. Наибольшее отклонение сопла соответствовало посадке, которую планировалось осуществлять на максимальном режиме работы двигателя. Изменение вектора тяги также предполагалось использовать и для торможения самолета.

Между тем вследствие размещения силовой установки под углом 10-15° относительно строительной горизонтали истребителя диапазон отклонения насадков от оси двигателя составлял от +15° до -50°. Предложенная конструкция удачно вписывалась в фюзеляж. Соответствующий поворот и наклон плоскости вращения насадков позволял не разносить их друг от друга слишком далеко. В свою очередь это позволило увеличить диаметр каналов - этот довольно критичный параметр был оптимизирован с учетом миделя фюзеляжа с таким расчетом, чтобы каналы вписывались в его габариты.

Технологически оба канала, соединенные с неподвижной частью, вместе с механизмом управления поворотом представляли собой один агрегат, который с помощью фланца присоединялся к цилиндрическому соплу двигателя. Насадки крепились к торцам каналов с помощью опорно-упорных подшипников. В целях, предохранения подвижного соединения от воздействия горячих газов, края насадка перекрывали щель плоскость вращения. Принудительное охлаждение подшипников было организовано за счет забора воздуха из атмосферы.

Для отклонения насадков планировалось использовать гидравлический или электромеханический привод, установленный на неподвижной части сопла, и червячную передачу с зубчатым сектором, закрепленным на насадке. Управление силовым приводом осуществлялось либо летчиком дистанционно, либо автоматически. Равенство углов поворота достигалось одновременным включением приводов. Их управление было синхронизировано, а предельный угол отклонения фиксировал ограничитель. Сопло также было снабжено направляющими лопатками и кожухом, предназначенный для его охлаждения.

Таким образом, газовая струя стала достаточно мощным средством обеспечения вертикального взлета и посадки. Ее использование в качестве посадочного средства для истребителя с тягой двигателя порядка 2000 кгс настолько сокращало площадь крыла, что оно фактически могло быть превращено в орган управления. Существенное сокращение габаритов крыла, которое на больших: числах М, как известно, составляет основное сопротивление самолета, позволяло значительно повысить скорость полета.

Ознакомившись с проектом. А.И. Микоян посоветовал К.В. Пеленбергу зарегистрировать его как изобретение. Соответствующие документы 14 декабря 1946 г. были направлены в бюро по делам изобретательства Министерства авиационной промышленности, В заявке, посланной вместе с пояснительной запиской и чертежами под названием «Поворотное сопло ТРД», автор просил зарегистрировать данное предложение как изобретение «для закрепления приоритета».

Уже в январе 1947 г. состоялось заседание экспертной комиссии при техническом отделе МАП под председательством кандидата технических наук В.П. Горского. В состав комиссии также входили А.Н. Волоков, Б. И. Черановский и Л.С. Каменномостский. В своем решении от 28 января комиссия отметила, что данное предложение в принципе является правильным, и рекомендовала автору продолжать работу в этом направлении. Наряду с этим она отметила, что уменьшение площади крыла нецелесообразно, так как в случае отказа силовой установки, посадка самолета окажется проблематичной.

Вскоре проект самолета получил конструктивную проработку в такой степени, что это дало автору основание для его рассмотрения в ЦАГИ, ЦИАМ, ОКБ завода №300 и других организациях, где проект также получил положительную оценку. В итоге 9 декабря 1950 г. Заявка К.В. Пеленберга была принята к рассмотрению Управлением по изобретениям и открытиям при Государственном комитете по внедрению передовой техники в народное хозяйство. При этом публикацию предлагаемого изобретения запретили.

Конечно, проект еще не охватывал и не мог охватить сразу всех тонкостей, связанных с созданием вертикально взлетающего самолета. Тем более что приходилось работать в одиночку. Но хотя возникало множество технических трудностей и новых проблем, уже тогда стало ясно, что проект реален, что он является началом нового направления в современной авиации.

Одно лишь поворотное сопло не решало всех проблем, возникающих при вертикальном взлете. Как было указано в решении экспертной комиссии МАП,

«...при изменении направления газовой струи будет меняться устойчивость и балансировка самолета, что вызовет затруднения в управлении при взлете и посадке».

Поэтому помимо изменения вектора тяги требовалось решить вопрос стабилизации машины, так как при отсутствии обдува крыла и хвостового оперения воздушным потоком роль стабилизаторов они уже не выполняли.

С целью решения этой задачи Константин Владимирович отработал несколько вариантов стабилизации. Во-первых, неуравновешенность самолета при отклонении вектора тяги в полете можно парировать, изменяя углы атаки стабилизатора. Во-вторых, на малых скоростях полета он предложил использовать дополнительное реактивное устройство (автономное или использующее отвод газов из закомпрессорной части двигателя). Работа над вторым способом была сложнейшей задачей, так как без исследований и продувок в аэродинамической трубе невозможно было судить о поведении самолета при отклоненной газовой струе вблизи земли.

Дело в том, что при возникновении начальных поперечных возмущений вблизи земли быстро нарастают угловые ускорения крыла, которые приводят к критическим углам крена самолета. При ручном управлении поперечной стабилизацией летчик по субъективным причинам не успевает вовремя среагировать на появление начального крена. В результате запаздывания ввода управления, а также определенной инерционности системы ручное управление не может гарантировать быстрого и надежного восстановления нарушенной поперечной балансировки. Кроме того, газовый поток, идущий от реактивного двигателя вниз, захватывая сопредельные массы воздуха, вызывает перетекание воздуха с верхней поверхности крыла к нижней, отчего возрастает давление сверху крыла и уменьшается под ним. Это снижает подъемную силу крыла, ухудшает демпфирование и затрудняет стабилизацию самолета по крену. Поэтому, в частности, к управлению креном требовалось вдвое втрое большая чувствительность, чем к управлению по тангажу.

В связи с этим в 1953 г. К.В. Пеленберг разработал систему поперечной стабилизации для своего проекта истребителя вертикального взлета и посадки. Ее особенность заключалась в применении на самолете двух гиростабилизаторов крена, которые размещались на крыле (по одному в каждой консоли) на максимальном удалении от продольной оси машины. Для их работы использовалась часть энергии газовой струи ТРД. Система вводилась в действие с помощью гироскопов, являющихся датчиками стабилизированного положения самолета по крену и одновременно распределителями направления восстанавливающих реактивных сил.

При крене самолета гиростабилизаторы создавали два равных реактивных момента, приложенных к консолям, и действующих в сторону, обратную крену, С возрастанием крена самолета восстанавливающие моменты увеличивались и достигали максимального значения при достижении предельно допустимого угла крена по условиям безопасности. Такая система имела преимущество в том, что вводилась в действие автоматически, без участия летчика и без промежуточных связей, была безинерционной, обладала высокой чувствительностью и постоянной готовностью к работе, а также создавала условия для аэродинамического демпфирования крыла.

Гирогазостабилизаторы вводились в действие на взлетно-посадочных режимах одновременно с поворотом основных сопел ТРД и переводом двигателей на вертикальную тягу. В целях стабилизации самолета по всем трем осям в этот момент также вводилась в работу система стабилизации по тангажу. Для включения стабилизаторов крена летчик открывал заслонки, расположенные в эатурбинной части реактивного двигателя. Часть газового потока, имевшего в этом месте скорость около 450 м/с, устремлялась в газопровод, а откуда в гироблок, который направлял его в сторону, нужную для восстания крена. При открытии заслонок автоматически открывались верхние и нижние щитки, закрывавшие вырезы в крыле.

В том случае, если крыло самолета занимало строго горизонтальное положение относительно продольной и поперечной осей, верхние и нижние окна правого и левого гироблоков были открыты на половину своей величины. Газовые потоки выходили с равной скоростью вверх и вниз, создавая равные реактивные силы. Вместе с тем истечение газа из гироблока вверх препятствовало перетеканию воздуха с верхней поверхности крыла к нижней, а, следовательно, уменьшалось разрежение над крылом при отклонении вектора тяги двигателя.

При появлении крена заслонка гирогазостэбилизатора на опустившейся консоли крыла уменьшала выход газа вверх и увеличивала выход газа вниз, а на поднятой консоли происходило обратное. В результате на опустившейся консоли возрастала реактивная сила, направленная вверх, и создавался восстанавливающий момент. На поднявшейся консоли крыла наоборот увеличивалась реактивная сила, действующая вниз, и возникал равный восстанавливающий момент, действующий в ту же сторону. При крене, близком к предельно безопасному, заслонки гироблоков открывались полностью - на опущенной консоли для истечения газа вниз, а на поднятой для истечения газа вверх, вследствие чего возникало два равных момента, создающих суммарный восстанавливающий.

Основную часть разработанного стабилизатора составлял гироскопический блок. Его передняя полуось жестко крепилась к внешней коробкег а задняя - к приемнику газа. Полуоси обеспечивали гироблоку свободный поворот относительно осиг которую при монтаже стабилизатора крена в крыле требовалось располагать строго параллельно продольной оси самолета. В плоскости соединения газоприемника с гироблоком имелось фигурное окно, частично закрытое снизу и сверху заслонкой. В этой плоскости гироблок и приемник подходили друг к другу с минимальным зазором, обеспечивающим свободное вращение гироблока. Во избежание лишней утечки газа плоскость стыковки имела лабиринтное уплотнение.

В приемнике располагался механизм распределения газа. Его роль заключалась в том, чтобы направлять газовый поток из магистрали в верхнюю или нижнюю камеры гироблока, который откуда затем истекал наружу через окна между лопатками дисков гироблока. В зависимости от того, в какую сторону поворачивался блок, заслонка закрывала либо верхнее окно, либо нижнее, перепуская газ из магистрали в одну из камер. При работе гироскопа блок постоянно сохранял горизонтальное положение, а поворот заслонки и перепуск газа в камеры происходил в результате поворота приемника газа относительно поперечной оси, вызванного наклоном крыла. Чем больше был угол крена, тем больше открывалось одно окно гироблока и закрывалось другое.

Гироблок устанавливался в жесткую коробку, на которой с помощью шарниров закреплялись две пары щитков, закрывавших сверху и снизу вырезы в крыле. В закрытом положении щитки плотно прилегали к планкам и остальной поверхности крыла, не нарушая его контура. Их также открывал летчик одновременно с газовой заслонкой реактивного двигателя.

Гиростабилизаторы монтировались в консолях крыла с таким расчетом, чтобы плоскости гироскопов лежали в плоскости продольной и поперечной осей самолета. Для самолетов сравнительно небольших размеров, которые могут иметь значительные углы колебаний по тангажу, во избежание явления прецессии гироскопов в конструкцию предполагалось ввести параллелограмм ную связь между поперечными осями правого и левого гироблоков для их взаимного удержания.

По расчетам, поперечная стабилизация вертикального взлетающего истребителя массой 8000 кг при тяговооруженности самолета, равной единице, и отборе от ТРД мощности в размере 3-4%, могла быть обеспечена гиростабилизаторами, удаленными от продольной оси на 2,25 м. При этом достаточно было их диаметра в 330 мм, высоты - 220 мм, длины внешней коробки - 350 мм, ширины внутренней коробки - 420 мм, диаметра газопровода -142 мм, расстояний меэеду осями блока и газопровода - 295 мм. Подобные крыльевые установки могли создать восстанавливающие моменты величиной 100 кгм каждый при угле крена 10°, и 220 кгм -при угле крена 25-30°.

Однако и этому проекту истребителя вертикального взлета и посадки в то время не суждено было осуществиться - он также намного опередил технические возможности того времени. Да и официальные круги отнеслись к нему весьма скептически. Поскольку в СССР возведенная в абсолют плановая экономика подразумевала, по-видимому, и плановые изобретения, свободных оборотных средств в конструкторских бюро для собственных масштабных НИОКР всегда не хватало. Таким образом, инициативный проект отечественного самолета вертикального взлета и поездки и в дальнейшем так и остался на бумаге.

Между тем в Великобритании к идее разработки реактивного самолета вертикального взлета и поездки (СВВП) отнеслись более серьезно. В 1957 г. на фирме «Хаукер Сиддли» в инициативном порядке приступили к разработке подобного самолета, И хотя там также не было опыта создания машин такого класса, спустя всего три года экспериментальный истребитель Р. 1127 «Кестрел», поднялся в воздух. А еще через шесть лет на его основе построили опытный штурмовик «Харриер» - прототип одноименных машин, ныне принятых на вооружение не только английских королевских ВВС но и других стран мира.

В Советском Союзе пожалуй только в ЛИИ на практике изучали возможность создания реактивного самолета вертикального взлета и посадки. В 1958 г. группа, под руководством A.H. Рафаэлянца, разработала и построила экспериментальный аппарат, получивший название «Турболета».

Его полеты доказали принципиальную возможность создания самолета со струйным управлением на режимах вертикального взлета, виеения и посадки, а также при переходе к горизонтальному полету. Однако идея создания самолета вертикального взлета и посадки и к этому времени еще не овладела умами официальных властей, хотя в «портфеле» отечественных конструкторов был и проект подобного самолета, и опыт, накопленный при испытаниях «Турболета».

Только в конце 1960 г., когда самолет Р. 1127 «Кестрел»уже летал, а также появились первые обстоятельные публикации о немг официальные круги словно «прорвало». В ЦК КПСС и Совете Министров СССР задумались всерьез и решили в очередной раз «догнать и перегнать загнивающий Запад». В итоге после почти годовой переписки между всеми заинтересованными организациями работы по проектированию и постройке самолета вертикального взлета и посадки на основании их совместного Постановления от 30 октября 1961 г. поручили ОКБ-115 главного конструктора А.С. Яковлева. Разработка силовой установки была поручена ОКБ-300 главного конструктора С.К. Туманского. Правда стоит отметить, что еще в 1959 г. заместителем Председателя Совета Министров СССР Д.Ф. Устиновым, председателем Государственного комитн-а по авиационной технике П.В. Дементьевым и главнокомандующим ВВС СА К,А. Вершининым был подготовлен проект Постановления, в котором создание экспериментального истребителя с вертикальным взлетом и посадкой планировали поручить ОКБ главного конструктора Г.М. Бернева.

Осенью 1962 г. сборочный цех покинул первый из трех опытных экземпляров самолета, получившего название Як-Зб, предназначенный для лабораторных стендовых испытаний, 9 января 1963 г. летчик-испытатель Ю.А. Гарнаев выполнил на втором экземпляре Як-З6 первое висение на привязи,а 23 июня - свободное. Входе испытаний Ю.А. Гарнаева сменил летчик-испытатель В.Г. Мухин, который 24 марта 1966 г. выполнил первый полете вертикальным взлетом и посадкой на третьей опытной машине. В качестве силовой установки Як-Зб были использованы два турбореактивных двигателя Р-27-300, оснащенные поворотными сопловыми насадками. В дальнейшем опыт постройки и испытания экспериментального самолета Як-36 послужил основой для создания боевого СВВП Як-38 (Як-ЗбМ), который был освоен в серийном производстве и состоял на вооружение авиации ВМФ.

Между тем, 29 августа 1964 г. (спустя 18 лет!) Государственный комитет по делам изобретений и открытий выдал К.В. Шуликову (Пеленбергу) авторское свидетельство за №166244 на изобретение поворотного сопла реактивного двигателя с приоритетом от 18 декабря 1946 г. Однако в это время СССР не являлся членом международной организации по вопросам изобретений и открытий, а потому данный проект не мог получить всемирного признания, так как действие авторского права распространялось только территорию СССР. К этому времени конструкция поворотного сопла нашла практическое применение в авиатехнике, а идея вертикально взлетающего самолета получала широкое распространение в мировой авиации. К примеру, вышеупомянутый английский Р.1127 «Кестрел» был оснащен турбореактивным двигателем «Пегас» с четырьмя поворотными соплами.

В октябре 1968 г. П. О. Сухой, в чьем ОКБ к этому времени работал Константин Владимирович, направил С. К. Туманскому ходатайство о выплате автору вознаграждения, так как возглавляемое последним предприятие освоило серийный выпуск реактивных двигателей с сопловым устройством, сделанным по предложенной К.В. Шуликовым схеме. Как отметил Павел Осипович в своем обращении, по своему техническому значению данное изобретение являлось одним из самых крупных, что были сделаны в области авиационной техники.

А 16 мая 1969 г. обращение П. О. Сухого поддержал А. А. Микулин, который подчеркнул, что изобретение К.В. Шуликова было им рассмотрено еще в 1947 г, и «расценено как новое, интересное техническое решение, обещающее в будущем реальную перспективу использования тяги двигателя для облегчения взлетно-посадочных режимов самолетов». Кроме того, к этому времени по проекту СВВП 1946 года были получены положительные заключения ЦИАМ (№09-05 от 12 апреля 1963 г. за подписью В.В. Яковлевского), ЦАГИ (№4508-49 от 16 января 1966 г. за подписью Г.С. Бюшгенса), технического совета ОКБ-424, а также решение БРИЗа МАП (от 22 июля 1968 г.).

Ходатайство о выплате вознаграждения за изобретение поворотного сопла рассмотрели на состоявшемся 10 октября 1969 г. заседании технического совета ОКБ-300. В ходе обсуждения отмечалось, что предложенная К.В. Шуликовым схема поворотного сопла впервые была внедрена в СССР на двигателе Р-27-300 (изд. 27), то есть ее использование позволило создать первую отечественную конструкцию такого класса. Кроме того, эта схема также получила развитие три разработке двигателя P-27B-300 (изд. 49). В подтверждении этого техсовету 0КБ-ЗО0 был представлен акт о внедрении изобретения по авторскому свидетельству №166244, который был составлен начальником ОКБ М.И. Марковым и ответственным уполномоченным БРИЗ ОКБ И.И. Мотиным, В акте отмечалось, что

Так как созданные по данной схеме двигатели, являлись новым перспективным направлением в развитии техники, авторское вознаграждение было определено в размере 5000 рублей. Таким образом, технический совет ОКБ-300 признал, что работа К.В. Шуликова легла в основу создания первого отечественного самолета с вертикальным взлетом и посадкой.

Учитывая это, научно-технический совет лри Техническом управлении МАП под председательством ИТ. Загайнова в октябре 1969 г. счел правомерным

«признать приоритет в технической разработке проекта первого вертикально взлетающего самолета за отечественной авиационной техникой».

Исходя из большого технического значения и перспектив, которое имело данное изобретение, предвосхитившее появление авиации вертикального взлета и посадки на много лет вперед, и вытекающее из этого первенство отечественной авиации в развитие этой области техники, научно-технический совет оценил его, как техническое усовершенствование, близкое по своему значению к техническому открытию, и рекомендовал выплатить автору причитающееся вознаграждение.

Такова краткая история самого первого в мире проекта вертикально взлетающего самолета. И хотя детище выдающегося инженера и увлеченного техническим замыслом конструктора К.В. Шуликова в Советском Союзе не нашло своего воплощения в металле, это не умаляет прав автора и отечественной авиационной науки техники на приоритет в создании авиации вертикального взлета.

При подготовке публикации использованы документальные материалы, любезно предоставленные К.В. Шуликовым из личного архива, а также документы Российского государственного архива экономики.

Биографическая справка

ШУЛИКОВ (ПЕЛЕНБЕРГ) Константин Владимирович

Константин Владимирович Шуликов (Пеленберг) родился 2 декабря 1911 г, в г. Пскове в семье военнослужащего. В 1939 г. он с отличием окончил самолетостроительный факультет Московского авиационного института с присвоением квалификации инженера-механика. Свою практическую деятельность в авиационной промышленности К.В. Шуликов начал в 1937 г. совмещая работу с учебой в институте. Будучи сотрудником ОКБ главного конструктора Н.Н. Поликарпова он прошел путь от инженера-конструктора до начальника сектора крыла КБ-1. Участвовал в проектировании и постройке истребителей И-153 «Чайка» и И-180.

С декабря 1939 по 1951 год К.В. Шуликов работал в ОКБ главного конструктора А,И. Микояна, где принимал активное участие в разработке и постройке истребителей МиГ-1, МиГ-3, И-250, И-270, МиГ-9, МиГ-15, МиГ-17, экспериментального МиГ-8 «Утка» и других самолетов. Весной 1941 г. он был командирован в составе бригады завода №1 им. Авиахима в распоряжение ВВС Западного Особого и Прибалтийского Особого военных округов для оказания помощи летно-техническому составу строевых частей в освоении истребителей МиГ-1 и МиГ-3. В задачу бригады также входило устранение выявленных при эксплуатации недостатков и проведение доработки материальной части по бюллетеням завода-изготовителя. В годы Великой Отечественной войны Константин Владимирович принимал участие в восстановительном ремонте истребителей МиГ-3, состоящих на вооружении авиационных полков ВВС Западного фронта и 6 ИАК ПВО г. Москвы. В 1943 г. им была разработана технология изготовления мягких топливных баков.

Параллельно с работой в ОКБ-155 в период с 1943 по 1951 год К. В. Шуликов по совместительству вел большую преподавательскую работу в МАИ, где являлся членом кафедры «Конструкция самолетов». Им было прочитано около 600 часов лекций по конструкции самолетов для студентов 5-го курса, он также был руководителем дипломных проектов, рецензентом и принимал участие в разработке методических пособий для студентов и дипломников.

В 1951 г. в соответствии с приказом МАП Константин Владимирович был переведен на работу в Авиастройспецтрест №5, а в 1955 г. - в распоряжение ОКБ-424 завода №81 МАП. В 1959 г. он перешел в ОКБ генерального конструктора С.А. Лавочкина, где руководил работами по разработке и организации пункта автоматического наведения ракетной системы «Даль» на полигоне Сарышаган в районе озера Балхаш. С 1968 г. К.В. Шуликов продолжил свою трудовую деятельность в ОКБ генерального конструктора П.О. Сухого. Он являлся активным участником разработки и постройки сверхзвукового самолета-ракетоносца Т-4.

С 1976 г. по 2003 г. Константин Владимирович работал в Научно-производственном объединении «Молния» возглавляемом Г. Е.Лозино-Лозинским. Он принимал участие в проектировании и создании многоразового космического корабля «Буран», его аналога и экспериментальных образцов. Многие предложенные им технические, решения были приняты к разработке и производству.

К.В. Шуликову принадлежит ряд научных работ и более 30 изобретений в области авиации и космонавтики. При его участии (совместное ЦАГИ, ЦНИИ-30 МО, НИИ-2 МАП) выполнены НИР по «Исследованию авиационно-космического комплекса воздушного старта ракет», в том числе «Исследование облика самолета-разгонщика изделия «100» В.Н. Челомея на базе сверхзвукового самолета Т-4». Им разработаны проект самолета вертикального взлета и посадки, проекты различных систем в области стабилизации и управляемости самолетов, проект стабилизирующей платформы высотной астрономической станции Академии Наук СССР для подъема в стратосферу крупного телескопа массой 7,5 тонн, проект надувного трапа для работы кocмoнавтов в открытом космосе и другие.

Ладога-9 УВ

В последнее время им разработаны проекты двухмоторных многоцелевых самолетов-амфибий «Ладога-бА» на б мест и «Ладога-9И» на 9-11 мест. В 1997 г. проект самолета-амфибии «Ладога-бА» был удостоен «Золотой медали» на всемирной выставке «Брюссель-Эврика-97».

— Полный привод? О нет, это решение не для нас. Активный дифференциал TVD для управления вектором тяги — вот все, что нам нужно.

А ведь Юкихико Ягучи, создатель всех Лексусов с литерой «F», прав. Потому что его новое детище, тяжелый и мощный (477 л.с.!) седан Lexus GS F, восхитителен не только на испанских прямиках. Но и на «затычном» испанском гоночном треке Харама!

П очему Lexus с японским упорством культивирует спортбренд «F» по аналогии с мерседесовским AMG или «М» от BMW? Первый F-Lexus, седан IS F образца 2007 года, лавров не -снискал: за семь лет продано всего 12 тысяч седанов — это меньше 16 тысяч первенцев BMW M3 серии Е30 в восьмидесятых, не говоря уж о тираже в 66 тысяч «эмок» серии Е92 в двухтысячных.

«Кассу» Лексусу на главном рынке, в Америке, давно делают не седаны, а кроссоверы RX. Имидж создают гибриды. Тогда зачем литера «F» и красивая легенда, что она — от названия трассы Fuji Speedway, где нынче доводят все «заряженные» Лексусы?

Пассажирам спортивный антураж создают алькантара и вставки под углепластик (который может быть как глянцевым, так и фактурным), а водителю - пухлый руль, металлические накладки на педали и F-приборы в стиле суперкара Lexus LFA

Потому что хочется. Японцы давно стремятся ни в чем не уступать немецким грандам. И я не исключаю, что года три-четыре назад F-совещание в штаб-квартире Лексуса могло завершиться следующим резюме: раз уж дело не пошло с седаном поменьше, то с купе и четырех-дверкой побольше должно получиться.

После рестайлинга этим летом GS озверел и ощерился двойными RC-бумерангами фар, поэтому от двухдверки RC F «заряженный» седан отличается разве что отсутствием отдушины на алюминиевом капоте. Те же мощные жвалы бампера, где прячутся масляные радиаторы двигателя, те же жабры на передних крыльях.

Большие отдушины по краям переднего бампера - для масляных радиаторов. А небольшие отверстия в нижних углах зева фальшрадиаторной решетки - воздуховоды для охлаждения тормозов

Маленький углепластиковый спойлер пусть немного, но снижает подъемную силу, уменьшая завихрения за кормой

Сзади GS F проще всего отличить по псевдодиффузору и сдвоенным выхлопным патрубкам, выстроенным по трапеции

0 / 0

В уютный ковш с зарешеченными декоративными отверстиями (якобы под четырехточечные ремни безопасности) садишься с достоинством. Не надо падать, не надо втискиваться. Гоночного антуража напускают приборы со здоровенным тахометром от купе RC F и наполовину затянутая в алькантару передняя панель с выставленными напоказ головками крепежных болтов. Сзади по-прежнему просторно, а багажник ужался всего на 10 литров — лишившись, правда, глубокой ниши для полноразмерной запаски.

В зависимости от выбранного режима работы двигателя и трансмиссии меняется информационное поле. Eco дает представление разве что о скорости (крошечный стрелочный спидометр столь же неудобен, как у Porsche 911). Оптимальный баланс между количеством информации и быстротой ее восприятия достигается в режимах Normal и Sport. А Sport+ уже перебор: дублирование градусников температуры масла и охлаждающей жидкости ни к чему. Номер текущей передачи, кстати, не выводится ни в одном из режимов, если не толкнуть селектор из Драйва в «ручку»

С технической точки зрения Lexus GS F одновременно является и спортмодификацией исходного седана, и удлиненной четырехдверной версией купе RC F. Кузов усилен растяжками под днищем. А вся начинка — от «заряженной» двухдверки: у них общий не только передний модуль с алюминиевым подрамником передней двухрычажки, но и задняя пятирычажная подвеска, где один верхний рычаг и опоры ступичных подшипников выполнены из «крылатого» металла.

Под капотом — знакомое по RC F олдскульное сочетание атмосферного мотора V8 мощностью 477 л.с. и восьмиступенчатого «автомата» с гидротрансформатором. Но разве последний не ограничивает предельные обороты двигателя? Ведь именно поэтому Mercedes-AMG использует мокрое сцепление в своем «автомате» Speedshift MCT, а BMW так и вовсе меняет «гражданскую» гидромеханику на М-преселектив. И разве не проще достичь требуемой мощности с турбонаддувом, без которого уже немыслимы не только Audi RS 6 Avant, но и BMW M с Мерседесами-AMG? Ведь Lexus GS F, даже будучи на 60—80 кг легче, уступает им по 90—93 л.с. — и отстает в спурте до «сотни» на 0,3—0,9 с, показывая худшие в классе 4,6 с.

В отличие от мультиконтурных кресел Audi, BMW и Мерседеса, роскошный вентилируемый ковш Лексуса не имеет регулировки ширины боковой поддержки и высоты поясничного подпора

GS F просторен, но аскетичен, как обычный GS с пакетом F Sport: ни трехзонного климат-контроля, ни электрорегулировок заднего дивана. Из элементов роскоши оставлена только шторка заднего стекла с электроприводом

На кованых 19-дюймовых колесах BBS - шины Michelin Pilot Super Sport, как у BMW M5. «Моноблоки» Brembo - шестипоршневые спереди и четырехпоршневые сзади

0 / 0

На подобные упреки Ягучи-сан отвечает, что секунды и «лошади» — это ничто. Главное, мол, в уточненной для седана F-философии: Response, Sound & Limitless power feel — «отклик, звук и бесконечное ощущение мощности». Заметьте, ощущение мощности, а не мощь как таковая! Отклик безупречен — GS F по-кошачьи мягко и шустро следует за правой педалью. А бархатистый баритон V8, переходящий на высоких оборотах в меццо-сопрано, формирует обещанную бесконечность ощущения мощности. Нужно лишь отключить фальшивые подпевки синтезатора Active Sound Control, имитирующего в переднем динамике шум впуска и другие подкапотные звуки, а в заднем — бас системы выхлопа.

Адаптивный «автомат» не упрекнешь в медлительности на горной дороге — и даже на треке. Помимо режимов Sport и еще более агрессивного Sport+, в него «зашито» знакомое по BMW и Audi распознавание местности по навигатору: на дуге Lexus не станет переключаться «вверх», не достигнув предельных оборотов. А мощное замедление заставит «автомат» активно подтыкать пониженные передачи.

И все бы хорошо. Но когда вам нужно просто ускориться для обгона грузовика — полуторасекундная задержка! Потому как новомодные алгоритмы на прямой без резких замедлений не работают.

Настройки активного дифференциала надо выбирать отдельной кнопкой TVD, а режимы работы силового агрегата, электроусилителя и системы стабилизации - «шайбой». Причем Sport взбодрит только «автомат»: коль хотите оторваться, сразу кликайте в Sport+

Японцы уверяют, что система инфоразвлечений была модернизирована во время рестайлинга. Хотя графика осталась страшненькой, звуковое сопровождение кликов - смешным, а управляться со всем этим надо той же неудобной «мышью» Remote Touch, а не тачпадом, как в купе RC

0 / 0

Благо 477 л.с. решают любые вопросы. А сомневающимся в помощь — заимствованные у купе RC F «мертвые» тормоза Brembo. Правда, на треке стоит помнить, что седан все же на 100 кг тяжелее двухдверки и три агрессивных круга — это максимум. Хотя, скорее всего, раньше тормозов перегреется «автомат».

Шасси седана идентично купейному. Руль с электроусилителем — тоже без механизма VGRS, варьирующего передаточное отношение. Никакой полноуправляемости, столь популярной даже у специалистов из Porsche и доступной в качестве опции на обычном купе RC. Более того, даже амортизаторы ZF Sachs — «пассивные»! Все оттого, что Ягучи-сан — сторонник «старой школы» и предпочитает широте возможностей точность правильной настройки.

Шасси у GS F фактически то же, что у купе RC F (на фото): подрамник передней двухрычажки из «крылатого» металла вместо стали у обычного седана. Алюминий также шире внедрен и в заднюю пятирычажку: из него сделаны опоры ступичных подшипников и один из верхних рычагов. F-амортизаторы ZF Sachs - «пассивные», без магнитореологической жидкости, как на «гражданском» седане GS 350 AWD

Кузов GS F усилен аж четырьмя растяжками на днище. Однако на алюминиевых «раскосах» между «стаканами» передних стоек, что стоят на купе, японцы решили сэкономить

0 / 0

Благодаря тому, что база GS F на 120 мм больше, чем у двухдверки, и задние шины у него на 20 мм шире, он стабильнее и однозначнее на пологих скоростных дугах. Я бы только усилие на руле сделал посочнее: оно не столь естественно и насыщенно. Ну и дорожная мелочь, добросовестно ретранслируемая низкопрофильными шинами, раздражает. Но в целом подвеска если и жестче, чем у обычного «джи-эса» с пакетом F Sport, то ненамного: среднекалиберные колдобины пружины и амортизаторы глотают уверенно.

И в общем баланс между спортивностью и комфортом у седана выдержан точнее. Даже в медленных «шпильках» Харамы тяжелый GS F если и намекал на снос, то через долю секунды сменял его равномерным скольжением четырех колес. Магия, волшебство?

— Мы убедились, что дифференциал TVD позволяет водителю надежнее контролировать траекторию, чем обычный «самоблок», — объясняет это чудо господин Ягучи.

Атмосферная «восьмерка» 2UR-GSE с комбинированным впрыс­ком была позаимствована для F-моделей у флагмана LS 600h еще в 2007 году. Восемь лет назад ей придали F-характер за счет нового впускного коллектора, титановых клапанов, полых распредвалов и иной формы камеры сгорания. А с прошлого года новый «софт», облегченные кованые шатуны и более «свободная» система выпуска позволили нарастить мощность и обороты: 477 л.с. при 7100 об/мин вместо прежних 423 л.с. при 6600 об/мин. Кроме того, электромеханические фазовращатели вместо гидравлических теперь помогают моделировать цикл Аткинсона при частичных нагрузках: впускные клапаны закрываются на 30° позже, чем под полным дросселем, что ­поз­волило снизить расход топлива

Пакеты многодисковых муфт и планетарные редукторы по бокам от главной передачи, способные индивидуально менять подводимый крутящий момент и угловую скорость каждого из задних колес, - активный задний дифференциал TVD идентичен тому, что используется на купе RC F. Узел производит фирма GKN - с 2008 года его устанавливают на BMW X6. По аналогии с купе для седана GS F сделано три предустановки: Standard, Slalom и Track. В Слаломе седан активнее доворачивается как под тягой в середине дуги, так и под сброс газа на входе в поворот. А Track позволяет мощнее разгоняться в вираже за счет лучшей стабильности

0 / 0

TVD, Torque Vectoring Differential, — это активный дифференциал с управляемым вектором тяги. Не японский, что характерно: идея, рожденная на Островах и воплощенная фирмами Mitsubishi и Honda 20 лет тому назад, ныне востребована в Германии — Lexus использует тот же узел фирмы GKN, что и BMW. Но если баварцы ставят его на полноприводники Х6, то японцы — только на заднеприводные «заряженные» машины. Причем GS F имеет TVD уже «в базе».

Точных цен пока нет. В США, где продажи начнутся в декабре, GS F может оказаться дороже купе RC F всего на одну—две тысячи долларов. Это значит, что в России, где двухдверка оценивается в 4,9 млн рублей, седан мог бы стоить около пяти миллионов. Спрос, пусть и небольшой, но будет: BMW M5 у нас дороже на полмиллиона, а Mercedes-Benz Е 63 AMG — на миллион с лишним. К слову, из 53 купе RC, проданных с марта по сентябрь, четверть пришлось на RC F.

Для системы Active Sound Control (ASC) смонтированы отдельные динамики. Передний широкополосный призван имитировать шумы из моторного отсека, а задний низкочастотный «сабвуфер» - звук выхлопа

Новое японское слово в управлении «автоматом»: G-AI Control. G - это ускорение, а вот AI (Artificial Intelligence) - искусственный интелект. Суть проста: коробка активно понижает передачи при интенсивном замедлении и не переключается «вверх» в поворотах

0 / 0

Но загвоздка в том, что GS F — малотиражный эксклюзив. А в свете обязательности внедрения системы ЭРА-ГЛОНАСС (АР №19, 2015) даже Lexus, которому кризис нипочем благодаря оглушительному успеху кроссовера NX, сейчас сомневается в экономической целесообразности сертификации и вывода на российский рынок нишевых моделей. Так что разворот вектора F-тяги и судьбу модели GS F у нас скорее будут определять маневры с системой ЭРА-ГЛОНАСС, нежели выкладки маркетологов.

И не только Лексуса! Российское будущее его прямого конкурента, 640-сильного седана Cadillac CTS-V, также под вопросом. Каков «горячий» Caddy и настолько ли он лучше Лексуса, насколько мощнее? Это я выясню уже через две недели в Германии.

Паспортные данные
Автомобиль		Lexus GS F
Кузов		4-дверный седан
Число мест		5
Размеры, мм	длина	4915
	ширина	1845
	высота	1440
	колесная база	2850
	колея спереди/сзади	1555/1560
Объем багажника, л		520
Снаряженная масса, кг		1790
Полная масса, кг		2320
Дорожный просвет, мм		130
Двигатель		бензиновый, с непосредственным впрыском
Расположение		спереди, продольно
Число и расположение цилиндров		8, V-образно
Рабочий объем, см 3		4969
Степень сжатия		12,3:1
Число клапанов		32
Макс. мощность, л.с./кВт/об/мин		477/351/7100
Макс. крутящий момент, Нм/об/мин		530/4800—5600
Коробка передач		автоматическая, 8-ступенчатая
Привод		на задние колеса
Передняя подвеска		независимая, пружинная, на двойных поперечных рычагах
Задняя подвеска		независимая, пружинная, многорычажная
Передние тормоза		дисковые, вентилируемые
Задние тормоза		дисковые, вентилируемые
Передние шины		255/35 R19
Задние шины		275/35 R19
Максимальная скорость, км/ч		270
Время разгона 0—100 км/ч, с		4,6
Расход топлива, л/100 км	городской цикл	16,6
	загородный цикл	8,1
	смешанный цикл	11,2
Выбросы CO 2 , г/км		260
Емкость топливного бака, л		66
Топливо		АИ-98

Системы управления конечными параметрами траектории движения ЛА (тяга и соотношение компонентов)

Основные задачи автоматики ЖРД и ее состав

Регулирование процессов и режимы работы ЖРД

В ЖРД независимо от системы подачи топлива все операции по обслуживанию и подготовке к запуску, сам запуск, выход и работа на режиме, останов и другие операции осуществляются автоматически, т.е. без участия человека (обеспечивается системой автоматики).

В автоматике ЖРД различают три основные функции: управление, регулирование и обслуживание двигателя . В первом случае, система автоматического управления (САУ) обеспечивает выполнение любой операции, например, запуск двигателя. Здесь путем строго последовательного включения различных агрегатов и систем двигатель "выводится" на заданный режим работы. Во втором случае система автоматического регулирования (САР) обеспечивает поддержание и изменение по заданной программе какого-либо параметра, например значения тяги. Наконец, в третьем случае система автоматики должна обеспечивать обслуживание двигателя, например перед запуском осуществлять контроль заправки жидкими и газообразными компонентами, давления вних, положения и состояния различных агрегатов, элементов и систем двигателя и их готовности к запуску и т.п.

Из всех этих функций автоматики непосредственными ее задачами являются:

1) регулирование и изменение значений тяги и соотношения компонентов;

2) управление операциями запуска и останова;

3) управление и регулирование работой систем наддува баков;

4) управление работой системы управления вектором тяги;

5) обеспечение контроля и управления работой всего двигателя в целом.

Вывод ЛА в конечную точку активного участка баллистической траектории полета с требуемой точностью не обеспечивается обычными способами управления движением центра масс ЛА. Под обычным способом имеется ввиду формирование потребного импульса тяги ЖРДУ за счет точного дозирования времени работы двигателей. При этом предполагается, что тяга во времени остается постоянной. Последнее предположение для ЖРДУ не выполняется, так как при движении ЛА с уровня земной поверхности до необходимой высоты полета значительно изменяются давление и температура окружающей среды. Двигательные контуры управления не в состоянии компенсировать эти изменения, так как они не учитывают изменения условий окружающей среды. Для обеспечения необходимой точности параметров движения ЛА в конце активного участка траектории применяют специальные системы управления конечными параметрами траектории движения ЛА. Конечными параметрами траектории активного участка полета баллистических ЛА и носителей КЛА являются: скорость ЛА в конце активного участка полета V к ;конечная масса ЛА т к и угол наклона продольной оси ЛА по отношению к линии горизонта в данной точке поверхности Земли θ к , смотри рис. 6.1.

Рис. 6.1. Формирование конечных параметров траектории движения баллистических ЛА

Необходимый угол наклона продольной оси ЛА обеспечивается автономной системой управления движением относительно центра масс ЛА, с помощью системы управления вектором тяги.

Система РКС (регулирования кажущейся скорости). Системы управления кажущейся скорости и конечной массой ЛА управляют параметрами двигателя, исходя из параметров движения ЛА.

Непосредственное измерение скорости полета ЛА в условиях переменной плотности окружающей среды не представляется возможным. Однако измерение кажущегося продольного ускорения, создаваемого тягой ЖРДУ, возможно, например, с помощью акселерометра. Скорость ЛА , определенная как интеграл продольного ускорения по времени , называется кажущейся скоростью . Кажущаяся скорость используется для обеспечения необходимой конечной скорости в конце активного участка полета ЛА в системе РКС. Принципиальная схема этой системы показана на рис. 6.2.

После интегрирования сигнала измерителя кажущегося ускорения в каждый момент становится известна фактическая скорость продольного движения ЛА V факт . Сведения о фактической скорости ЛА подаются на элемент сравнения, в который заложена расчетная программа изменения скорости V прогр на участке активного полета ЛА. Сравнение расчетной и фактической скорости, подаваемых на вход элемента сравнения, формирует на выходе из него сигнал рассогласования

Рис. 7.2. Функциональная схема системы регулирования скорости (РКС)

После усиления сигнал рассогласования преобразуется реверсивным электродвигателем в угловой поворот его ротора. Ротор электродвигателя связан с дросселем, дозирующим в ДУ расход рабочего тела на турбину ТНА. В зависимости от знака рассогласования скоростей дроссель либо открывается, либо закрывается на величину, соответствующую модулю сигнала рассогласования. При этом изменяется расход топлива в камеру, а значит, и тяга двигателя за счет изменения частоты вращения ротора ТНА. Изменение тяги двигателя приводит к изменению ускорения движения ЛА, а значит, и кажущейся скорости. Последующее сравнение ее со значением программной скорости позволяет оценивать действия системы и вырабатывать новый сигнал поправки. Далее весь цикл обмена информацией между элементами системы повторяется. Логика работы РКС как всякой системы управления с обратной связью сводится к выполнению условия ΔV→0. Однако прохождение циклов сигналов системы по ее реальным элементам всегда сопровождается как динамическими, так и статистическими погрешностями. В результате точное копирование реальной системой ее расчетной программы невозможно. Если суммарная погрешность следования фактической скорости ее расчетной программе находится в допускаемых пределах (3÷5 %), то система считается пригодной к выполнению возложенных на нее функций. Система РКС заканчивает свою работу, как только фактическая скорость в пределах допускаемых отклонений сравняется с конечной программной скоростью V к . В этот момент система РКС формирует команду на останов двигателей, которая, минуя контур управления, непосредственно подается на главные топливные клапаны, прекращающие подачу топлива в камеру двигателя. С учетом импульса последействия и двухступенчатого характера останова команда на останов двигателя может быть сформирована несколько раньше, чем фактическая скорость будет равна конечной расчетной скорости.

В процессе работы системы РКС, вследствие сложения внешних возмущений с внутренними погрешностями с одинаковыми знаками, может возникнуть ситуация, при которой РКС либо будет стремиться к существенному уменьшению тяги, либо к чрезмерному ее форсированию. Во избежание таких ситуаций в системе РКС предусмотрена внутренняя обратная связь с камерой через датчик давления (ДД) в камере двигателя, с помощью которой ограничивается действие системы только областью допускаемых отклонений тяги двигателя.

Система СОБ (система опорожнения баков) Система управления конечными параметрами траектории движения ЛА также должна обеспечивать конечную массу ЛА, близкую к расчетной. При заправке баков топливом всегда неизбежны погрешности: 1) Недолив топлива принципиально недопустим, так как это приводит к невыполнению программы полета, а 2) при переливе топлива должны быть предусмотрены к концу работы ДУ гарантированные остатки топлива в баках, вызываемые механическим и тепловым не дозабором топлива. Однако влияние изменения температуры топлива в полете (например, от аэродинамического нагрева), ускорения ЛА, вызывающего изменение соотношения компонентов топлива, изменение гидравлических характеристик топливных трактов в процессе полета (например, изменения сопротивления трактов охлаждения), погрешности дозирующих топливо агрегатов автоматики и другие факторы требуют дополнительного запаса топлива. Кажущееся очевидным простое решение - перелить на старте топливо с запасом, а в момент останова двигателя слить его за борт ЛА, в настоящее время неприемлемо, так как топливо, находящееся на борту ЛА к моменту останова ДУ, приобретает цену полезного груза ЛА. Другое очевидное решение - оценить излишки топлива на старте и слить их в момент отрыва ЛА от стартовой площадки, также неприемлемо, так как это не гарантирует непредвиденных ситуаций возможного перерасхода топлива двигателем во время полета ЛА, а значит, ставит под угрозу выполнение полетной задачи ЛА. Рабочее решение проблемы лежит между указанными выше двумя крайними очевидными (на первый взгляд) решениями обеспечения конечной массы ЛА, близкой к расчетной для каждой ДУ из всей серии.

Исходя из этих положений для ДУ баллистических ЛА и носителей КЛА разработана система обеспечения конечной массы ЛА, которая называется системой опорожнения баков (СОБ), смотри рис. 6.3.

Рис.6.3. Функциональная схема системы опорожнения баков

В качестве источника информации о переливе топливных баков и фактической оценке его расходования двигателем в СОБ применяются дискретные уровнемеры топлива, установленные в баках ДУ. Сигналы положения уровней топлива в баках h o и h r подаются на датчик рассогласования уровней (ДРУ), с помощью которого оценивается их разность Δh=h o -h r . Обнаруженная разность уровней после усиления и преобразования сигналов в машинный код поступает в бортовую вычислительную машину (БЦВМ), которая решает задачу о том, какую программу опорожнения баков необходимо реализовать в данный момент по величине фактического рассогласования уровней в топливных баках исходя из условия, что это рассогласование должно быть ликвидировано к концу активного участка полета ЛА. При этом условии в баках к концу работы ДУ остаются гарантированные расчетные остатки топлива. В результате анализа фактического рассогласования уровней БЦВМ формирует командный сигнал.

После усиления этот сигнал преобразуется реверсивным электродвигателем в угловой поворот дросселя, установленного на одной из магистралей подачи топлива в камеру (на магистрали подачи окислителя). Предположим, что в начальный момент τ о на старте датчиками уровней зарегистрирован избыток окислителя Δh о.нач (рис. 6.4). БЦВМ в ответ на эту информацию намечает программу опорожнения бака окислителя по линии 1. Если в следующий интервал времени приема информации τ 1 обнаруживается следование намеченной программе, то последняя сохраняется.

Рис.7.4. Принцип действия системы опорожнения баков

Если в последующий интервал времени приема информации τ 2 обнаруживается отступление от заданной программы, то по фактическому состоянию рассогласования уровней на время τ 2 вырабатывается новая программа 2, в соответствии с которой происходит перестановка дросселя на линии окислителя в новое положение. Если процесс опорожнения баков с момента τ 2 оставить неуправляемым, то к концу работы ДУ он может закончиться со значительным превышением остатков в баке горючего (пунктирная линия 2").

Если в интервал времени τ 3 приема информации БЦВМ новая программа опорожнения баков 2 сохраняется, то в работу ДУ не вносится никаких изменений.

Если фактическое состояние опорожнения баков не следует намеченной программе, то программа опорожнения топливных баков мобильно изменяется и представляет собой конечную сумму программ (см. ломаную траекторию на рис. 6.4).

В результате работы СОБ реализуются принципы решения проблемы обеспечения конечной массы ЛА, сформулированные выше.

Основной особенностью рассматриваемой системы управления конечной массой ЛА является то, что "слив" излишков топлива из баков осуществляется через камеру двигателя, в результате чего в ней изменяется соотношение компонентов топлива. Естественно, что это обстоятельство не способствует строгому поддержанию оптимального значения соотношения компонентов топлива, соответствующего максимуму удельного импульса тяги двигателя. Из общей теории двигателей известно также, что в области экстремума удельного импульса тяги ЖРД его связь с соотношением компонентов топлива имеет пологий характер. Поэтому без особого ущерба удельному импульсу тяги можно разрешить изменять соотношение компонентов топлива в пределах 3 ÷ 5 % его оптимального значения.

Стабилизация положения осей ЛА в пространстве и угол θ к конечного участка активного полета ЛА обеспечиваются системой управления вектором тяги.

Газовые рули (рис. 6.5, а ), выполненные из жаропрочного графита, изменяют направление струи газов на выходе из сопла двигателя при помощи поворотного устройства. Недостаток этого способа состоит в том, что установленные в поток газов на выходе из сопла рули создают, во-первых, постоянное сопротивление газовому потоку. Кроме того, за время работы двигателя, во-вторых, поверхность газовых рулей выгорает примерно на половину от первоначальной.

Этого недостатка можно избежать установкой на срезе сопла периферийных рулей (рис. 6.5, б ), которые управляют вектором тяги за счет погружения щитковой поверхности руля в поток газа на срезе сопла двигателя. В нейтральном положении периферийные рули не создают сопротивления газовому потоку.

Поворот камеры или сопла. Вместо поворота камеры возможен поворот только сопла двигателя (рис. 6.5, в ) или тороидального дефлектора, установленного на срезе сопла (рис. 6.5, г), или вращение сопла с косым срезом (рис. 6.5, д ).

Рис. 6.5. Возможные способы управления вектором тяги ЖРДУ

Вдув газа в закритическую часть сопла. Особого внимания заслуживает способ изменения вектора тяги с помощью вдува в закритическую часть сопла жидкости или газа (рис. 6.5, е ). Жидкость (или газ) размещается в баллоне 1 и по команде системы управления через клапаны 2 поступает с небольшим избыточным давлением в расширяющуюся часть сопла 3 под углом α. Вблизи стенки сопла, на границе сверхзвукового потока и паровой фазы жидкости 4 (или газа), реализуется скачок уплотнения 5. За скачком уплотнения образуется область повышенного давления (на рис. 6.5, е график Р с =f(l c) ), где происходит отклонение газовой струи в сторону оси сопла, которое вызывает отклонение всего газового потока и создает тем самым эксцентриситет тяги сопла с направлением, противоположным отклонению газового потока. При вдуве 1% расхода жидкости по отношению ко всему расходу газов через сопло возникает поперечная составляющая тяги, равная 0,5% от суммарной продольной тяги двигателя. Таким образом, вдув газа или жидкости в закритическую часть сопла применяется для точного (прецизионного) управления вектором тяги.

Перспективным является также способ управления вектором тяги за счет перераспределения расходов топлива между жестко закрепленными на ЛА камерами в многокамерной двигательной установке. Однако широкое применение этого способа сдерживается техническими трудностями реализации регуляторов перераспределения расходов топлива с одновременным сохранением соотношения компонентов топлива, организацией их взаимодействия с системами РКС и СОБ и одновременным ограничением глубины изменения режимов работы камер двигателя.

---