El X-13 Vertijet, un jet VTOL experimental, fue encargado por la Fuerza Aérea de EE. UU. a Ryan Aeronautical a mediados de la década de 1950. Se construyeron dos aviones.
El primer avión de despegue y aterrizaje vertical (VTOL), el X-13 "Vertijet", se construyó en 1955 y comenzó las pruebas en tierra en una base de la Fuerza Aérea de EE. UU., donde realizó una serie de vuelos utilizando un tren de aterrizaje auxiliar para permitir para despegues y aterrizajes convencionales. Las pruebas en tierra incluyeron 15 horas de pruebas en el stand en posición vertical y 10 horas en posición horizontal.
El primer vuelo estacionario del VTOL X-13 "Vertijet" se realizó a principios de 1956, y el primer vuelo con transición de despegue vertical a vuelo horizontal y luego a aterrizaje vertical en noviembre de 1956.

En 1956, la compañía Ryan construyó el segundo avión experimental de despegue vertical X-13 con un tren de aterrizaje convencional de tres ruedas, que despegó con una carrera, cambió a vuelo estacionario y luego aterrizó con una carrera. En el proceso de prueba del avión X-13 Vertijet, Ryan se encontró con una serie de problemas nuevos, uno de los cuales era la necesidad de superar el efecto giroscópico de las masas giratorias del motor y la precesión giroscópica que afectaba el control direccional y longitudinal, lo que requería el desarrollo de un sistema para la estabilización automática del X-13. Otro problema fue la entrada en pérdida del ala delta en ángulos de ataque de más de 30° en condiciones transitorias, lo que provocó la inestabilidad de la aeronave.

El avión X-13 "Vertijet" se fabrica de acuerdo con un esquema sin cola con un ala delta y un motor turborreactor y no tiene un tren de aterrizaje convencional.
El fuselaje es ligeramente alargado, la cabina se encuentra en su proa. Durante la transición del despegue vertical al vuelo horizontal y viceversa, el asiento del piloto puede inclinarse hacia delante 70°. Para mejorar la visibilidad, especialmente durante el despegue y aterrizaje vertical, la linterna tenía área grande acristalamiento, y se instaló un espejo retrovisor en la cabina, como en un automóvil.
El ala es triangular, alta, de baja elongación, envergadura de 6,4 m con un barrido a lo largo del borde de ataque de unos 60°. Área alar - 17 m2, carga alar 215 kg/m2. Hay alerones en el ala y se instalan pequeñas arandelas verticales en los extremos del ala.

La característica de diseño del avión X-13 "Vertijet" es la falta de tren de aterrizaje. Para el despegue y aterrizaje de la aeronave, se utiliza un carro con una rampa instalada en él, este último puede ser levantado por cilindros de potencia hidráulica y tomar una posición vertical. Al preparar la aeronave para el despegue, se baja la rampa, se instala la aeronave en ella y luego se sube. La aeronave tiene un gancho en el morro del fuselaje, que se engancha al cable de remolque en la rampa. Además, en el avión experimental, se instalaron puntales de armadura auxiliares en la parte central del fuselaje, con base en la rampa. Cuando la rampa se eleva a una posición vertical, el avión cuelga del gancho "como un murciélago".

Durante un despegue vertical desde una rampa a la que la aeronave está colgada de un gancho, el piloto aumenta el empuje del motor, mientras que la aeronave se mueve hacia arriba, el gancho se desengancha del cable y la aeronave se eleva verticalmente, para luego cambiar gradualmente a vuelo horizontal.
Antes de aterrizar, el piloto cambia la aeronave de una posición horizontal a una vertical, en la que la aeronave se apoya en el empuje del motor. Con una disminución del empuje, la aeronave desciende, luego, controlando el empuje del motor y los timones de gas y chorro, el piloto lleva la aeronave a la rampa hasta que el gancho se engancha en el cable. Después de eso, la rampa, junto con el avión, se baja a una posición horizontal.

Para que el piloto determinara con precisión la distancia a la rampa al acercarse a ella, se instaló una barra de medición con divisiones impresas en la rampa en posición horizontal. Además, en la parte superior de la rampa hay una plataforma en la que se encuentra el operador, dando señales al piloto con las manos.
Según Ryan, este método de despegue y aterrizaje de aeronaves con despegue vertical ofrece una serie de ventajas, que permiten simplificar significativamente el diseño de la aeronave, abandonando el tren de aterrizaje convencional, y obteniendo ahorros en el peso estructural. El carro de rampa también se puede utilizar para transportar la aeronave a áreas de combate y para mantenimiento.

La planta de energía del avión X-13 "Vertijet" consta de un motor turborreactor Rolls-Royce Avon R.A.28 instalado en la parte trasera del fuselaje, el aire ingresa al motor a través de las tomas de aire laterales. El empuje del motor es de 4540 kgf, lo que con un peso de despegue del avión de 3630 kg permite obtener una relación empuje-peso de 1,25.
En vuelo nivelado, la aeronave está controlada por alerones y timón. En los modos verticales, la aeronave se controla mediante timones de gas y un sistema de control de chorro: las boquillas de chorro están ubicadas en los extremos del ala, a las que se suministra aire comprimido, tomado del compresor del motor turborreactor.

Ambos VTOL superaron con éxito las pruebas de vuelo, que terminaron sin accidentes de vuelo en 1958, cuando la Fuerza Aérea interrumpió el desarrollo del avión VTOL X-13 "Vertijet", que prefería los aviones VTOL con una posición de fuselaje horizontal. coste total El desarrollo, la construcción y las pruebas de dos aviones X-13 VTOL experimentales superaron los $ 7 millones. Sin embargo, la Fuerza Aérea y la Marina de los EE. UU. han vuelto repetidamente al esquema VTOL de fuselaje vertical, lo que sugiere su uso para aviones de combate basados ​​​​en portaaviones de portaaviones ligeros que despegan. de rampas giratorias.

Rendimiento de vuelo VTOL X-13 "Vertijet"
Tripulación, personas: 1;
Longitud, m: 7,14;
Envergadura, m: 6,40;
Altura, m: 4,62;
Peso en vacío, kg: 2424;
Peso máximo al despegue, kg: 3272;
Planta motriz: 1 x motor turborreactor Rolls-Royce Avon, empuje de despegue 4540 kgf;
máxima velocidad, km/h: 560;
Alcance, km: 307;
Techo práctico, m: 6100;

aviones de despegue vertical apareció cuando comenzó la era aviación a reacción, era la segunda mitad de los años cincuenta. Inicialmente, fueron llamados turboaviones. En ese momento, los diseñadores comenzaron a desarrollar vehículos que pudieran volar con un despegue mínimo o nulo. Dichos dispositivos no requieren una pista especial, un campo plano o un helipuerto es suficiente para ellos.

Además, la humanidad en ese momento estuvo cerca de dominar espacio exterior. Desarrollo iniciado naves espaciales capaz de aterrizar y despegar a otros planetas. Cualquier desarrollo termina con la construcción de un prototipo, que se somete a pruebas exhaustivas para la posterior creación de equipos en serie. El primer turboplano fue creado en 1955. Se veía muy extraño. En tal máquina no había alas ni cola. Tenía solo un motor turborreactor apuntando verticalmente hacia abajo, una pequeña cabina y tanques de combustible.

Se levantó debido a la corriente en chorro del motor. La gestión se llevó a cabo con la ayuda de timones de gas, es decir. corriente en chorro que salía del motor, que se desviaba usando placas planas ubicadas cerca de la boquilla. El primer aparato pesaba unos 2340 kg y tenía un empuje de 2835 kg.

Foto de despegue y aterrizaje vertical

Los primeros vuelos fueron realizados por el piloto de pruebas Yu. A. Garnaev. Los vuelos de prueba fueron muy impredecibles, porque había una probabilidad muy alta de volcar, el dispositivo no tenía una gran estabilidad. En 1958, el dispositivo se demostró en un festival de aviación en Tushino. El dispositivo pasó todo el programa de prueba y se acumuló una gran cantidad de material para su análisis.

El material recopilado se utilizó para crear el primer avión de despegue vertical experimental soviético completo. Tal avión se llamó Yak-36, y el avión Yak-38 modificado entró en producción. Los portaaviones se convirtieron en la base principal del avión y realizaron las tareas de un avión de ataque.

Una breve historia de los aviones VTOL

Debido al desarrollo del aspecto técnico de los motores turborreactores en los años 50 del siglo pasado, fue posible crear un avión con despegue vertical. Un gran impulso en el desarrollo de aviones VTOL fue desarrollo activo aviones a reacción en los países avanzados del mundo. Cabe señalar que estos vehículos tenían una alta velocidad durante el aterrizaje y el despegue, respectivamente, era necesario crear una pista de gran longitud, respectivamente, debían tener una superficie dura. Esto requiere inyecciones de efectivo adicionales. Durante las hostilidades, había muy pocos aeródromos que pudieran recibir tales aviones, respectivamente, la creación de un avión con despegue y aterrizaje vertical podría resolver muchos problemas.

Durante estos años, se realizaron una gran cantidad de variantes y prototipos, que se construyeron en una o dos copias. En la mayoría de los casos, fallaron incluso durante las pruebas, después de lo cual se cerraron los proyectos.

En 1961, la Comisión de la OTAN presentó los requisitos para un caza con aterrizaje y despegue vertical, lo que dio un impulso adicional al desarrollo de esta área de construcción de aeronaves. Después de eso, planearon crear un concurso para la selección de los diseños más prometedores. Pero la competencia nunca tuvo lugar, porque quedó claro que cada país avanzado tiene sus propias versiones de dicho avión.

Bajo la influencia de problemas técnicos y políticos, la comisión de la OTAN cambió el concepto y presentó nuevos requisitos para el dispositivo. Después de eso, comenzó el diseño de máquinas multipropósito. Finalmente, solo se seleccionaron dos opciones. El primero es el avión de los diseñadores franceses "Mirage" III V", se crearon 3 máquinas y los diseñadores del FRG VJ-101C, se hicieron 2 copias. Después de las pruebas, se perdieron 4 dispositivos. Debido a esto, se decidió desarrollar un automóvil XFV-12A fundamentalmente nuevo.

Desarrollos de VTOL en el territorio de la URSS y en Rusia.

El primer avión de esta clase en la URSS fue el Yak-36, que la Oficina de Diseño de Yakovlev comenzó a desarrollar desde 1960. Para ello, se hizo un stand de formación. El primer vuelo se realizó en marzo de 1966, en esta prueba se realizó una separación vertical con transición a vuelo horizontal, luego de lo cual el auto aterrizó también verticalmente. Después de eso, se crearon el Yak-38 y el más famoso Yak-141. En los años 90, se lanzó otro proyecto con la designación Yak-201.

diagrama de diseño

Dependiendo de la posición del fuselaje

Vertical.

• con tornillos

  Reactivo.

  • Usando empuje directamente de un motor a reacción de propulsión.

    Coleóptero (alas anulares).

Arreglo horizontal

• con tornillos

  • Ala y hélices de tipo giratorio.

    Los tornillos se encuentran al final de las alas.

    Los chorros de las hélices se desvían.

Reactivo.

• Motor rotativo.

  Los chorros de gas del motor sustentador se desvían durante el despegue

  Motor de elevación.

Paralelamente, se estaba desarrollando un avión similar en Inglaterra. En 1954, se construyó el avión de despegue vertical Harrier. Estaba equipado con dos motores con un empuje de 1840 kg. El peso de la aeronave era de 3400 kg. El avión resultó ser extremadamente poco fiable y se estrelló. Mirar despegue y aterrizaje verticales.

El siguiente paso en el desarrollo de tales dispositivos fue un avión estadounidense construido en 1964. La construcción coincidió con el desarrollo del programa lunar.

A pesar de que los avances en el campo de la construcción de aeronaves no nos complacen todos los días, hay muchos desarrollos nuevos en el campo de la aviación civil. Un ejemplo típico de esto es el desarrollo de un moderno avión de pasajeros de despegue vertical.

Las características principales de los aviones de despegue vertical son, en primer lugar, que no se requiere un gran espacio para el despegue y el aterrizaje de un avión; solo debe exceder ligeramente las dimensiones del avión, y por lo tanto hay una conclusión muy interesante de que con el desarrollo de aviones comerciales con un sistema de despegue vertical, los viajes aéreos entre diferentes regiones serán posibles, incluso aquellas donde no hay aeródromos. Además, no es necesario en absoluto hacer que estos aviones sean espaciosos, porque esos asientos en la cantidad de 40-50 piezas es suficiente, lo que hará que los viajes aéreos sean lo más rentables y cómodos posible.

Sin embargo, lo más probable es que no sea famoso por su velocidad, ya que ni siquiera en aviones militares supera los 1100 kilómetros por hora, y dado que el pasajero aviones de despegue vertical llevará sobre Número grande gente, lo más probable es que su velocidad de crucero sea de unos 700 kilómetros por hora. Sin embargo, por otro lado, la confiabilidad de los viajes aéreos aumentará significativamente, ya que ante cualquier situación imprevista aviones de despegue vertical puede sentarse fácilmente en una pequeña área plana.

Hasta la fecha, hay una serie de conceptos para futuros aviones de pasajeros con un sistema de despegue vertical. Hasta hace poco, parecían increíbles, pero desarrollos modernos en el campo de la construcción de aeronaves, dicen lo contrario, y es muy posible que en los próximos diez años, los primeros aviones modernos de despegue vertical comiencen a transportar a sus pasajeros.

Desventajas y ventajas de los aviones VTOL.

Sin excepción, todos los dispositivos de este tipo fueron creados para necesidades militares. Por supuesto, las ventajas de tales máquinas para el ejército son obvias, ya que la aeronave puede operarse en sitios pequeños. Las aeronaves tienen la capacidad de flotar en el aire y al mismo tiempo realizar giros y volar de lado. En comparación con los helicópteros, está claro que la mayor ventaja de los aviones es la velocidad, que puede alcanzar velocidades supersónicas.

Sin embargo, los aviones VTOL también tienen importantes inconvenientes. En primer lugar, esta es la complejidad del control, para esto se necesitan pilotos de clase alta. Se requiere habilidad especial del piloto en la transición de modos.

Es la complejidad del control lo que plantea muchos desafíos para el piloto. Al cambiar de vuelo estacionario a vuelo nivelado, es posible deslizarse hacia un lado, lo que crea problemas adicionales al sostener el dispositivo. Este modo requiere mucha energía, lo que puede ocasionar fallas en el motor. Las desventajas incluyen la pequeña capacidad de carga del avión VTOL, mientras que utiliza una gran cantidad de combustible. Durante la operación, se requieren sitios especialmente preparados que no colapsen bajo la influencia de los gases de escape de los motores.

Clasificación de aeronaves:

PERO

B

EN

GRAMO

D

Y

PARA

L

SOBRE

aviones VTOL, la abreviatura común es VTOL o inglés. VTOL- Despegue y aterrizaje vertical - una aeronave capaz de despegar y aterrizar a velocidad horizontal cero, utilizando el empuje vertical del motor.

La diferencia fundamental entre los aviones VTOL y varias máquinas de ala rotatoria es que en el modo de vuelo nivelado a velocidad de crucero, como en un avión convencional, el ala fija genera sustentación.

De acuerdo con el diseño

La posición del fuselaje durante el despegue y el aterrizaje.

• Posición vertical (llamado tailsitter):
  • con tornillos (ejemplo: Convair XFY Pogo, Lockheed XFV);
  • reactivo;
    • con uso directo del empuje de un motor a reacción principal (ejemplo - X-13 Vertijet);
    • con un ala anular (coleóptero);
• Posicion horizontal:
  • con tornillos;
    • con ala giratoria;
    • con ventiladores al final del ala;
    • con desviación del chorro de las hélices;
  • reactivo;
    • con motores giratorios;
    • con deflexión del chorro de gases del motor a reacción de propulsión;
    • con motores de elevación;

La historia de la creación y desarrollo de aviones VTOL.

El desarrollo de los aviones VVP comenzó por primera vez en la década de 1950, cuando se alcanzó el nivel técnico adecuado de construcción de motores turborreactores y turbohélices, lo que provocó un gran interés en este tipo de aeronaves tanto entre los usuarios militares potenciales como en las oficinas de diseño. Un impulso significativo a favor del desarrollo de aviones VTOL fue el uso generalizado en las fuerzas aéreas de varios países de aviones de combate de alta velocidad con altas velocidades de despegue y aterrizaje. Dichos aviones de combate requerían largas pistas pavimentadas: era obvio que, en caso de hostilidades a gran escala, una parte significativa de estos aeródromos, especialmente los de primera línea, serían inhabilitados rápidamente por el enemigo. Así, los clientes militares estaban interesados ​​en que las aeronaves despegaran y aterrizaran verticalmente en cualquier área pequeña, es decir, virtualmente independientes de los aeródromos. En gran medida, debido a tal interés de los representantes del ejército y la marina de las principales potencias mundiales, se crearon decenas de aviones experimentales de diferentes sistemas. La mayor parte del diseño se realizó en 1-2 copias, que, por regla general, ya sufrieron accidentes durante las primeras pruebas, y no se realizaron más investigaciones sobre ellas. La Comisión Técnica de la OTAN, que anunció en junio de 1961 los requisitos para un cazabombardero de despegue y aterrizaje vertical, impulsó así el desarrollo de aviones supersónicos GDP en los países occidentales. Se asumió que en los años los países de la OTAN necesitarían alrededor de 5.000 aviones de este tipo, de los cuales el primero entraría en servicio ya en 1967. El pronóstico de tal un número grande Los productos provocaron el surgimiento de seis proyectos de aviones GDP:

• P.1150 la empresa inglesa Hawker-Siddley y la alemana occidental Focke-Wulf;
• VJ-101 la Asociación del Sur de Alemania Occidental "EWR-Süd" ("Belkov", "Heinkel", "Messerschmitt");
• D-24 la firma holandesa "Fokker" y la estadounidense "Ripablik";
• G-95 firma italiana "Fiat";
• Espejismo III-V empresa francesa "Dassault";
• F-104G en la variante PIB de la firma estadounidense Lockheed, junto con las firmas británicas Short y Rolls-Royce.

Programa VTOL en la URSS

El Yak-36 fue el primer avión VTOL soviético. Su desarrollo se ha llevado a cabo en la Oficina de Diseño de Yakovlev desde 1960 bajo la dirección de S. G. Mordovin. Durante las pruebas, primero se construyó y probó un "turbolet" de soporte volador, en el que se trabajaron los modos de vuelo vertical. Los principales pilotos de prueba del programa Yak-36 fueron Yu. A. Garnaev y V. G. Mukhin. El 24 de marzo de 1966, el piloto Mukhin realizó el primer vuelo de despegue vertical, haciendo la transición a vuelo nivelado y aterrizaje vertical. En 1967, durante los vuelos de demostración sobre el aeródromo de Domodedovo cerca de Moscú, se mostraron tres aviones supersónicos STOL (despegue y aterrizaje cortos) diseñados por A. I. Mikoyan, P. O. Sukhoi y un avión de despegue y aterrizaje vertical diseñado por A. S. Yakovlev: Yak-36.

Ventajas y desventajas de los aviones VTOL.

La historia del desarrollo de los aviones VVP muestra que hasta ahora se han creado casi exclusivamente para la aviación militar. Las ventajas de los aviones VTOL para uso militar son obvias. El avión del PIB puede basarse en sitios, cuyas dimensiones no son mucho más grandes que sus dimensiones. Además de la capacidad de despegar y aterrizar verticalmente, los aviones VTOL tienen ventajas adicionales, a saber, la capacidad de flotar, girar en esta posición y volar en dirección lateral, según el sistema de propulsión y el sistema de control utilizados. En relación con otras aeronaves de despegue vertical, por ejemplo, helicópteros, las aeronaves VTOL tienen velocidades incomparablemente mayores, hasta supersónicas (Yak-141) y, en general, las ventajas inherentes a las aeronaves de ala fija. Todo esto llevó al entusiasmo por la idea de un avión de despegue vertical, una especie de "boom VTOL" en los campos de la ingeniería y el diseño y la aviación en general en los años 1960-1970.

Aterrizando VTOL AV-8B_Harrier_II. Los chorros de gas de empuje vertical son visibles.

Se pronosticó una amplia distribución de este tipo de aviones, se propusieron muchos proyectos de aviones VTOL militares y civiles, de combate, de transporte y de pasajeros de varios diseños (un ejemplo típico del proyecto de línea de pasajeros VTOL para los años 70 es el Hawker Siddeley HS-141 ).

Sin embargo, las desventajas de los aviones VTOL también resultaron ser significativas. Pilotar este tipo de máquinas es muy difícil para un piloto y requiere que tenga una gran habilidad en la técnica de pilotaje. Esto afecta especialmente a los modos de vuelo estacionario y de transición, en los momentos de transición de vuelo estacionario a vuelo nivelado y viceversa. De hecho, el piloto de un avión a reacción VTOL debe transferir la fuerza de sustentación y, en consecuencia, el peso de la máquina, desde el ala a los propulsores verticales de gas o viceversa.

Esta característica de la técnica de pilotaje plantea desafíos complejos para el piloto VTOL. Además, en modo estacionario y transitorio, las aeronaves VTOL son generalmente inestables, sujetas a deslizamiento lateral, y una posible falla de los motores de elevación es un gran peligro en estos momentos. Tal falla a menudo causó accidentes en aviones VTOL en serie y experimentales. Además, las desventajas incluyen la carga útil y el rango de vuelo significativamente más bajos de la aeronave VTOL en comparación con las aeronaves convencionales, el alto consumo de combustible en los modos de vuelo vertical, la complejidad general y el alto costo del diseño VTOL, y la destrucción de superficies de pista por gas caliente. escape del motor

Estos factores, así como un fuerte aumento en los precios del petróleo en el mercado mundial (y, en consecuencia, el combustible de aviación) en los años 70 del siglo XX llevaron al cese práctico del desarrollo en el campo de los aviones VTOL de pasajeros y de transporte.

De los muchos proyectos de transporte a reacción VTOL propuestos, solo un avión Dornier Do 31 fue prácticamente completado y probado, sin embargo, esta máquina tampoco fue producida en masa. En base a lo anterior, las perspectivas de desarrollo extensivo y uso masivo de aviones a reacción VTOL son muy dudosas. Al mismo tiempo, existe una tendencia de diseño moderno que se aleja de lo tradicional. circuito reactivo a favor de los aviones VTOL con un grupo de hélices (más a menudo convertoplanes): en particular, estas máquinas incluyen el Bell V-22 Osprey actualmente producido en masa y el Bell / Agusta BA609 desarrollado sobre su base.

ver también

• Lista de aviones por fabricante
• Clasificación de aeronaves por características de diseño y planta de energía.

Literatura

• E. Tsikhosh "Aviones supersónicos" pr. "Aviones de despegue y aterrizaje verticales".

Avión de despegue y aterrizaje vertical (corto)

Los aviones VTOL que vuelan en modo de vuelo de crucero (horizontal) como los aviones convencionales son capaces de flotar en el aire, así como de despegar y aterrizar verticalmente, como helicópteros. Para garantizar los modos de despegue y aterrizaje vertical en un avión de este tipo, es necesario tener una planta de energía especial que garantice la creación de una fuerza de elevación superior al peso del avión.
La relación inicial de empuje vertical a peso (la relación entre la sustentación creada por los motores y el peso de la aeronave) de las aeronaves VTOL modernas está en el rango de 1,05 a 1,45.
Dependiendo de cómo se crea la fuerza de sustentación en los modos GDP y la fuerza de empuje en los modos de marcha (crucero), es posible clasificar la aeronave VTOL (Fig. 7.69).
Planta de energía unificada (SU) se compone de uno o más motores de elevación y propulsión , que, en los modos GDP, crean un empuje vertical y, en los modos normales, un empuje de marcha. El empuje es creado por una hélice o por un chorro de gases de un motor a reacción. Se puede proporcionar estructuralmente un cambio en la dirección del vector de empuje de los motores de sustentación y sustentación girando todo el motor en la dirección correcta, por ejemplo, en relación con el ala o junto con el ala en la que están fijados, o cambiando la dirección del chorro (y el vector de empuje) del motor a reacción.

Diagrama esquemático de uno de los posibles dispositivos que proporcionan un cambio en la dirección del vector de empuje PAGS con visera deslizante 1 , ilustrado en la Fig. 7.70.

Compuesto SU incluye dos grupos de motores: uno de ellos es para crear empuje vertical en modos GDP ( motores de elevación ), el otro - para crear un empuje de marcha ( motores principales ).
Conjunto SU también consta de dos grupos de motores: levantando y acelerando Y levantando y marchando , que (en mayor o menor medida) intervienen en la creación del empuje tanto vertical como de marcha.

La elección del tipo de planta motriz afecta significativamente la posibilidad de resolver problemas específicos que surgen en el diseño de aeronaves VTOL y, de hecho, determina su diseño conceptual, aerodinámico y estructural-potencial.
Motores 1 (Fig. 7.71) crear elevación ( P = G/2 ), equilibrando la fuerza de gravedad GRAMO aeronave. Sobre los modos de funcionamiento cerca de la pantalla 2 (superficies de pista) chorros de motor 3 crear flujos complejos alrededor de la aeronave debido a la interacción de los chorros de gas reflejados en la pantalla 4 con corrientes de aire 5 fluyendo hacia las tomas de aire de los motores. La forma y la intensidad de estas corrientes en

modos de flotar cerca de la pantalla, la interacción de estos flujos con el flujo que se aproxima en los modos de PIB y regímenes transitorios (de movimiento vertical a horizontal) dependen de la potencia, el número y la ubicación de los motores (es decir, en el diseño de la aeronave VTOL), lo que afecta significativamente las características aerodinámicas y de par motor de la aeronave VTOL, es decir, determina su diseño.
El impacto de los chorros de gas del motor provoca erosión de la superficie del aeródromo , cuyo grado depende del tipo de motores que crean sustentación y de su ubicación. Las partículas de la superficie del aeródromo arrastradas por los chorros de gas, junto con las corrientes ascendentes de alta temperatura, afectan la estructura de la aeronave VTOL y, al ingresar a las tomas de aire de los motores, reducen la confiabilidad de su funcionamiento, la vida útil y las características de tracción. Para reducir el efecto de los chorros en la superficie del aeródromo y en la aeronave, la técnica de operar aeronaves VTOL en modo de despegue y aterrizaje corto (UVP), cuando las distancias de despegue y carrera son solo unas pocas decenas de metros. Esto también permite aumentar el retorno de peso de la aeronave VTOL debido a un consumo de combustible significativamente menor durante el despegue y el aterrizaje.
Uno de los principales problemas que surgen en el desarrollo de aviones VTOL es asegurar su equilibrio, estabilidad y controlabilidad en los modos de GDP y modos de transición, cuando la velocidad de traslación es igual a cero o no es lo suficientemente grande para trabajo efectivo superficies aerodinámicas que crean fuerzas y momentos de equilibrio y control.
El equilibrio, la estabilidad y la capacidad de control de las aeronaves VTOL en estos modos se proporcionan ya sea desajuste (modulación) empuje del motor, es decir un aumento o disminución en el empuje de un motor en comparación con otro, o con la ayuda de sistemas de timón a reacción o una combinación de estos métodos.

Discordancia ∆P empuje (Fig. 7.72) motores sustentadores 3 da lugar a un momento de guiñada ∆M y, discordancia ∆P 1 primer grupo de motores de ascensor 1 da lugar a un momento de escora ∆M X. Desajuste de empuje ∆P 1 Y ∆P 2 primer y segundo grupo de motores de elevación 2 da lugar a un momento de cabeceo ∆Mz .
Sistema de control de chorro El avión VTOL (Fig. 7.73) incluye varias boquillas de chorro alejadas del centro de masa del avión a la distancia máxima posible ( 1, 5, 6 ), a la que con la ayuda de tuberías 4 el aire comprimido se suministra desde el compresor del motor de elevación y propulsión 3 . Diseño de boquilla 1 permite regular el caudal de aire y, por tanto, el tiro. Diseño de boquilla 5 Y 6 le permite cambiar no solo la magnitud, sino también la dirección de la fuerza de empuje a la opuesta (invertir el empuje de la boquilla).
Cuando está equilibrado en tono (en relación con el eje Z ) aeronave (la suma de los momentos de las fuerzas de empuje de la boquilla 1 , levantando 2 y motor de elevación 3 relativo al centro de masa es cero) aumento en la fuerza de empuje de la boquilla 1 provocará un momento de cabeceo, una disminución, una inmersión.

Mostrado en la fig. 7.73 dirección de los chorros de las boquillas 5 Y 6 hace que la aeronave gire hacia el ala izquierda y gire a la izquierda.

El control del modo de funcionamiento del motor y de los timones de reacción para cambiar las fuerzas y los momentos que actúan sobre la aeronave en los modos GDP y transitorio lo controla el piloto utilizando las mismas palancas de control que en una aeronave convencional, es decir, simultáneamente con la creación del control. las fuerzas reactivas, las fuerzas de dirección aerodinámicas se desvían en consecuencia.superficies (elevador, alerones y timón), que, sin embargo, no crean fuerzas de control a velocidades de avance bajas (preevolutivas) de la aeronave. Con un aumento en la velocidad del movimiento de traslación, las fuerzas en las superficies de dirección también aumentan y, con la ayuda de la automatización, se desconectan gradualmente del funcionamiento del sistema de control de chorro.

Cabe señalar aquí que a velocidades bajas (preevolutivas), el avión VTOL no tiene estabilidad propia, ya que las fuerzas aerodinámicas que pueden devolverlo a su posición original bajo influencias externas aleatorias son pequeñas. Por tanto, la estabilidad de la aeronave VTOL en estos modos (su estabilización y mantenimiento del estado de equilibrio) está asegurada por los medios automáticos incluidos en el sistema de control, que, reaccionando a los desplazamientos angulares de la aeronave durante las perturbaciones, sin la intervención de el piloto, utilizando los timones de reacción, devuelve la aeronave a su posición de equilibrio original.
Hemos enumerado aquí solo algunos de los problemas de dar forma a la apariencia de los aviones VTOL, cuya solución ya está primeras etapas el diseño requiere la interacción de diseñadores de diversas especializaciones.
Hasta la fecha, se han diseñado, construido y probado en todo el mundo más de 50 tipos de aeronaves de despegue y aterrizaje vertical (corto). En la mayoría de los proyectos de estos aviones, se tomaron como base los requisitos de uso militar.
El primer avión de combate doméstico VTOL se creó en el OKB. COMO. Yakovlev (ver sección 20.2).
Las ventajas de los aviones VTOL, que comentábamos al principio del apartado 7.4, conducirán sin duda a la creación de aviones VTOL capaces de competir con los aviones convencionales en el transporte de pasajeros y mercancías en distancias cortas y medias.

Hidroaviación

El trabajo sobre la creación de aeronaves adaptadas para despegar de la superficie del agua y aterrizar en ella comenzó casi simultáneamente con el trabajo sobre la creación de aeronaves basadas en tierra.
28 de marzo de 1910 el primer vuelo en hidroavión (desde hidro...(gramo. hidro- agua) y un avión) de diseño propio fue realizado por el francés A. Fabre.
Históricamente, los orígenes de la aeronáutica y la aviación nacionales fueron oficiales Armada Rusia. Fueron los primeros en el mundo en desarrollar las tácticas de la aviación naval, bombardear un barco enemigo desde el aire, crear un proyecto de portaaviones y ser los primeros en volar en los cielos del Ártico.

Las características geográficas y estratégicas de los teatros de operaciones militares de esa época, las largas fronteras marítimas en los mares Báltico y Negro, la ausencia de aeródromos especialmente equipados para la operación de aviones terrestres y, al mismo tiempo, la abundancia ríos principales, lagos, espacios libres del mar hizo necesaria la creación de una industria aeronáutica marina en nuestro país.
El desarrollo de la hidroaviación comenzó con la instalación de un avión terrestre sobre flotadores. Primero hidroaviones (Fig. 7.74) tenía dos flotadores principales 1 y adicional 2 (auxiliar) flotador en la cola o proa.
Dependiendo de cómo se base y opere la aeronave desde la superficie áreas de agua (del lat. agua- agua) - hidródromos , puede clasificar los hidroaviones (Fig. 7.75).
circuitos flotantes actualmente se utilizan para aviones ligeros, aunque ya en 1914 el avión pesado de cuatro motores "Ilya Muromets" realizó su primer vuelo (ver Fig. 19.1), se puso en flotadores a lo largo esquema de tres flotadores con un flotador de cola, en 1929, en la ruta Moscú - Nueva York del avión "País de los soviéticos" (ver Fig. 19.7) 7950 km - desde Khabarovsk a Seattle, el avión voló sobre el agua, y en esta sección el aterrizaje en tierra el engranaje fue reemplazado por un flotador esquema de dos flotadores .

El crecimiento del tamaño y la masa de los hidroaviones y, en consecuencia, el aumento del tamaño de los flotadores hizo posible colocar en ellos tripulación y equipo, lo que condujo a la creación de hidroaviones del tipo barco de un solo "barco volador" esquemas y esquema de dos barcos - catamarán (del tamil kattumaram, literalmente, registros conectados).
Circuito integrado más apropiado para hidroaviones oceánicos pesados ​​multipropósito. El ala parcialmente sumergida permite reducir el tamaño de la embarcación y aumentar la sofisticación aerohidrodinámica del hidroavión.
avión anfibio (del griego. anfibios- llevar un estilo de vida dual) está adaptado para despegar de tierra y agua y aterrizar en ellos.
De este modo, soluciones tecnicas, que aseguran la base y el funcionamiento de la aeronave desde la superficie del agua, en realidad determinan la apariencia (esquema aerodinámico) del hidroavión.
La complejidad y cantidad de problemas que los diseñadores deben resolver a la hora de crear un hidroavión están aumentando significativamente, ya que además de las altas características aerodinámicas y de despegue y aterrizaje de una aeronave convencional, también se debe asegurar la navegabilidad especificada en los requisitos técnicos.
La navegabilidad de un hidroavión se puede evaluar utilizando los métodos de la disciplina científica "Hidromecánica", que estudia el movimiento y el equilibrio de los líquidos, así como la interacción entre líquidos y sólidos total o parcialmente sumergidos en un líquido.
Navegabilidad (navegabilidad) hidroavión caracterizan la posibilidad de su operación en áreas de agua con ciertas condiciones hidrometeorológicas - velocidad y dirección del viento, dirección, velocidad, forma, altura y longitud de onda del agua.
La navegabilidad de un hidroavión se estima por la ola máxima del área de agua, en la que es posible una operación segura.
De la misma forma que se utiliza la Atmósfera Estándar Internacional (ISA) para evaluar las características de vuelo de las aeronaves (ver Sección 3.2.2), se utiliza una determinada escala (modelo matemático) para caracterizar el oleaje de la zona de agua, estableciendo una relación entre el características verbales de las olas, la altura de las olas y la puntuación (de 0 a IX) - grado de excitación .
De acuerdo con esta escala, por ejemplo, las olas débiles (altura de ola de hasta 0,25 m) se clasifican como I, las olas significativas (altura de ola de 0,75 a 1,25 m) se clasifican como III, las olas fuertes (altura de ola de 2,0 a 3,5 m) se clasifican como V, las olas excepcionales (altura de la ola 11 m) están clasificadas como IX.
Navegabilidad ( navegabilidad) de un hidroavión incluyen características del hidroavión tales como flotabilidad , estabilidad , controlabilidad , insumergible etc
Estas cualidades están determinadas por la forma y el tamaño del fondo submarino. parte de desplazamiento (barco o flotador) de un hidroavión, la distribución de las masas del hidroavión a lo largo de la eslora y la altura.
En el futuro, al considerar las características de navegabilidad de un hidroavión, si se pueden atribuir por igual a un barco y a un flotador sin una reserva especial, utilizaremos el término "barco". Flotabilidad- la capacidad de un hidroavión para flotar en una posición determinada en relación con la superficie del agua.
Un hidroavión, como cualquier otro cuerpo flotante, como un barco, se mantiene a flote gracias a la fuerza de Arquímedes.

PAG = Wρ en gramo = GRAMO,

hidroavión gravedad GRAMO aplicado en el centro de masa de la aeronave (cm), fuerza sustentadora (Fuerza de Arquímedes, la fuerza del efecto del fluido desplazado en el hidroavión) R aplicado en el centro de masa del volumen de agua desplazado por el barco o, en la terminología de barcos (que es ampliamente utilizada por los diseñadores de hidroaviones), en centro de magnitud (CV.).

Obviamente, para asegurar el equilibrio de la aeronave a flote (Fig. 7.76), las fuerzas GRAMO Y PAGS debe estar en la línea recta que conecta el c.m. y c.v., en el plano longitudinal vertical de simetría del hidroavión - el plano diametral del barco (DP). También es evidente que el plano principal de la embarcación (OP) es un plano horizontal que pasa por el punto inferior de la superficie de la embarcación perpendicular al plano diametral y, en consecuencia, la horizontal inferior del edificio de la embarcación (LSG), el edificio horizontal de la aeronave (SHS) y la cubierta 1 - superficie superior del barco caso general no paralelo al plano de la superficie del agua y la línea de contacto entre la superficie del agua y el casco del hidroavión W sobre L sobre.

Línea de contacto entre una superficie de aguas tranquilas y el casco de un hidroavión W sobre L sobre con el peso máximo de despegue y los motores apagados - línea de flotación de carga (de goll. agua- agua y lijn- línea). Línea de flotación de carga (GVL) al navegar en agua dulce no coincide con la GVL al nadar en agua de mar, ya que la densidad del agua dulce de río o lago ρ en\u003d 1000 kg / m 3, densidad agua de mar ρ en\u003d 1025 kg / m 3.
Respectivamente, sequía (la distancia desde el GVL hasta la parte más baja del barco, que caracteriza la inmersión del barco por debajo del nivel del agua) con el mismo peso de despegue de un hidroavión en agua dulce será mayor que en agua de mar.
Los valores de calado a proa y popa determinan aterrizaje hidroaviones en relación con la superficie del agua - podar barcos (del lat. difiere (diferente)- diferencia) - su inclinación en el plano longitudinal, que se mide por el ángulo de trimado φ 0 o la diferencia entre los calados de popa y proa. Si la diferencia es cero, se dice que el barco está "en equilibrio"; si el calado de la popa es mayor que el calado de la proa, el barco "se sienta con un asiento en la popa" (como se muestra en la Figura 7.76), si es menor, el barco "se sienta con un asiento en la proa".
Estabilidad (análogo al término "estabilidad" en la terminología marina) al nadar: la capacidad de un hidroavión, desviado de la posición de equilibrio por fuerzas perturbadoras externas, para volver a su posición original después de la terminación de las fuerzas perturbadoras.
Obviamente, al nadar un cuerpo sumergido parcial o completamente (totalmente) en agua, no existen otras fuerzas para devolverlo a la posición de equilibrio, excepto la gravedad. GRAMO e igual a su fuerza sustentadora R . En consecuencia, solo la posición mutua de estas fuerzas determinará la estabilidad o inestabilidad del cuerpo flotante, que se ilustra en la Fig. 7.77.

Si el centro de masa del cuerpo está ubicado debajo del centro de magnitud (Fig. 7.77, a), cuando se desvía de la posición de equilibrio, surge un momento de estabilización ΔM = Gl que devuelve el cuerpo a su posición original equilibrio estable.
Si el centro de masa del cuerpo está ubicado sobre el centro de magnitud (Fig. 7.77, c), cuando se desvía de la posición de equilibrio, surge un momento desestabilizador ΔM = Gl , y el cuerpo no puede volver a su posición original por sí mismo equilibrio inestable .
Si la posición del centro de masa del cuerpo coincide con la posición del centro de magnitud (Fig. 7.77, B), el cuerpo está en equilibrio indiferente.
Cabe señalar que la posición del centro de magnitud depende esencialmente de la forma de la parte sumergida del cuerpo y del ángulo de su desviación de la posición de equilibrio inicial.
Estabilidad del hidroavión (así como la estabilidad del buque) es costumbre determinar la posición mutua del centro de masa y metacentro - el centro de curvatura de la línea a lo largo de la cual se desplaza el centro de magnitud del cuerpo de desplazamiento cuando se desequilibra.
Metacentro - del griego. meta- entre, después, a través de - una parte integral de palabras compuestas que significan intermediación, seguimiento de algo, transición a otra cosa, cambio de estado, transformación y lat. - centro foco, centro.
Hay estabilidad transversal y longitudinal de un hidroavión (cuando la aeronave está inclinada, respectivamente, en los planos transversal y longitudinal).
estabilidad transversal. Considere el caso de la inclinación transversal: la desviación del plano diametral del bote (DP) de la vertical, por ejemplo, bajo la influencia de una ráfaga de viento.
El hidroavión (Fig. 7.78, a) está a flote en un estado de equilibrio, la gravedad GRAMO y el poder de sustentación R igual, se encuentran en el plano diametral, tamaño pero determina la elevación del centro de masa sobre el centro de magnitud.

De la componente lateral de una ráfaga de viento V en(Figura 7.78, B) habrá un momento de inclinación METRO kr en, dependiendo de la cabeza de velocidad, el área y la envergadura de la consola del ala de barlovento (mirando en la dirección desde la que sopla el viento), el área de la proyección lateral del hidroavión. Bajo la influencia de este momento, el avión rodará a través de un ángulo pequeño (supondremos, infinitamente pequeño) γ y la nueva posición del barco determinará la nueva línea de flotación de carga ancho 1 largo 1, cuyo plano está inclinado en un ángulo γ de la línea de flotación original W sobre L sobre.
La forma de la parte submarina (desplazamiento) del bote cambiará: el volumen limitado en cada sección transversal del bote por una figura 1 , saldrá de debajo del agua, y un volumen igual a él, limitado en cada sección transversal de la embarcación por una cifra 2 , se sumergirá bajo el agua. Por lo tanto, la magnitud de la fuerza de apoyo no cambiará (PAG = Wρ en gramo = GRAMO) DESDE sobre exactamente DESDE 1 . Punto METRO sobre intersección de dos líneas de acción adyacentes de las fuerzas de Arquímedes en un ángulo infinitamente pequeño γ entre ellos y es metacentro inicial .
Radio metacéntrico ρ 0 determina la curvatura inicial de la línea de desplazamiento del centro de magnitud del barco cuando se balancea.
Una medida de la estabilidad lateral de un hidroavión es el valor altura metacéntrica h o \u003d ρ o - un:
- si h sobre> 0 - el barco es estable;
- si h sobre= 0 - equilibrio indiferente;
- si h sobre < 0 - лодка неостойчива.
En el ejemplo considerado h sobre< 0. Нетрудно видеть, что перпендикулярные к поверхности воды и fuerzas iguales R Y GRAMO será emparejado con el hombro yo , y el momento de esta pareja METRO kr G = gl coincide en dirección con el momento perturbador METRO kr en y aumente el ángulo de balanceo. Así, el hidroavión que se muestra en la Fig. 7.78, B, bajo la acción de perturbaciones externas, no vuelve a su posición original, es decir, no tiene estabilidad lateral.
Obviamente, para asegurar la estabilidad lateral, el centro de masa debe estar por debajo de la posición más baja del metacentro.
La mayoría de los hidroaviones modernos se fabrican de acuerdo con el diseño aerodinámico clásico con un fuselaje: un barco al que se le da la forma adecuada para despegar y aterrizar en el agua, un ala alta con motores instalados o en un barco para eliminación máxima de la superficie del agua para evitar que el ala se inunde con agua cuando se mueve sobre el agua y entre en los motores y hélices de las aeronaves con una planta de energía impulsada por hélice, por lo tanto, en la mayoría de los casos, el centro de masa de la aeronave es más alto que el metacentro (como en la Fig. 7.78, B) y un hidroavión de un solo barco es transversalmente inestable.
Los problemas de estabilidad lateral de un hidroavión de un esquema de un solo flotador o de un solo barco se pueden resolver utilizando flotadores debajo de las alas (Fig. 7.79).

flotador subalares 1 montado en un pilón 2 lo más cerca posible del final del ala 3 .apoyando (apoyando) los flotadores debajo de las alas no tocan el agua cuando el hidroavión se mueve en aguas planas 4 y proporcionar una posición estable del hidroavión con ángulos de alabeo de 2-3° cuando está estacionado, flotadores subalares de carga parcialmente sumergido en agua y proporciona estacionamiento sin rollo.
El desplazamiento del flotador se elige de tal manera que bajo la influencia del viento a una cierta velocidad V en hidroavión al borde de una ola 5 , correspondiente a la ola límite del área de agua especificada en los TOR para el diseño, escora en un cierto ángulo γ . En este caso, el momento de restauración del flotador, determinado por la fuerza de apoyo del flotador R PAGS y distancia B PAGS del plano diametral del flotador al plano diametral del bote, METRO norte = R PAGS B PAGS, debe parar (equilibrar) los momentos de inclinación METRO kr en del viento y METRO crG de un barco inestable.

Estabilidad longitudinal determinada por las mismas condiciones que la transversal. Si, bajo la influencia de cualquier perturbación externa, el hidroavión (Fig. 7.80) recibe una inclinación longitudinal desde la posición inicial determinada por la línea de flotación W sobre L sobre, por ejemplo, un aumento en el ángulo Δφ trimado a proa, esto determinará la nueva línea de flotación de carga ancho 1 largo 1.
Volumen del barco 1 saldrá de debajo del agua, y un volumen igual a él 2 irá bajo el agua, mientras que el valor de la fuerza de apoyo no cambiará (R = Wρ en gramo = gramo) , sin embargo, el centro de magnitud se desplazará de su posición original Desde 0 exactamente De 1. Punto METRO sobre * intersección de dos líneas de acción adyacentes de fuerzas de apoyo en un ángulo infinitesimal Δφ entre ellos determinará la posición metacentro longitudinal inicial .
Una medida de la estabilidad longitudinal de un hidroavión - altura metacéntrica longitudinal H o= R oa.
La estabilidad longitudinal de un hidroavión es más fácil de lograr que la estabilidad lateral, en el sentido de que un barco que tiene una eslora muy desarrollada casi siempre tiene una estabilidad longitudinal natural ( H sobre > 0).
Tenga en cuenta que el momento de picado de la fuerza de empuje del motor, cuya línea de acción suele pasar por encima del centro de masa de la aeronave, profundiza la proa de la embarcación, reduce el ángulo de compensación inicial, es decir, fuerza la embarcación para tomar algunos ajustes en la proa, lo que determinará una nueva carga línea del agua , Lo que es llamado "testarudo" .
fuerzas hidrostáticas (fuerzas de apoyo), que aseguran la flotabilidad y la estabilidad de la embarcación en reposo, naturalmente, en mayor o menor medida, aparecen en el proceso de desplazamiento por el agua.
Una característica muy importante de un hidroavión, que determina su navegabilidad, es la capacidad de superar la resistencia del agua y desarrollar la velocidad requerida a través del agua con un consumo mínimo de energía.
Fuerza hidrodinámica la resistencia del agua al movimiento de la embarcación en modo natación viene determinada por fricción del agua en la capa límite(resistencia a la fricción) y distribución de la presión hidrodinámica del flujo de agua en el barco (resistencia de forma asociada con la formación de corrientes de vórtice; a veces se denomina resistencia de remolino) y depende de la velocidad del movimiento (presión de velocidad ρ en V 2/2 ), la forma y el estado de la superficie de la embarcación.
Aquí conviene recordar que la densidad del agua ρ en¡unas 800 veces más denso que el aire a nivel del mar!
Este arrastre se complementa con el arrastre de onda que, en contraste con el arrastre de onda asociado con pérdidas de energía irreversibles en la onda de choque durante el vuelo a velocidades supercríticas (ver Sección 5.5), surge cuando un cuerpo se mueve cerca de la superficie libre del líquido (el interfaz entre el agua y el aire).
Impedancia de onda - parte de la resistencia hidrodinámica, que caracteriza el consumo de energía para la formación de olas.
La resistencia de las olas en el agua (líquido pesado) ocurre cuando un cuerpo sumergido o semisumergido (flotador, bote) se mueve cerca de la superficie libre del líquido (es decir, el límite entre el agua y el aire). Un cuerpo en movimiento ejerce una presión adicional sobre la superficie libre del líquido que, bajo la influencia de su propia gravedad, tenderá a volver a su posición original y entrará en movimiento oscilatorio (ondulatorio). Las partes de proa y popa del barco forman sistemas de olas que interactúan y proporcionan influencia significativa por resistencia
En el modo de natación, la resultante de las fuerzas de resistencia hidrodinámica es casi horizontal.
La forma de la parte de desplazamiento del hidroavión (así como la forma de la embarcación) debe garantizar la capacidad de moverse a través del agua con una resistencia mínima y, en consecuencia, con costo mínimo energía ( propulsión del buque , según la terminología marítima).
Al diseñar hidroaviones (así como barcos), para seleccionar formas y evaluar las características hidrodinámicas, los resultados de las pruebas se utilizan remolcando ("tirando") de modelos dinámicamente similares en piscinas experimentales ( hidrocanales ) o en áreas de aguas abiertas.
Sin embargo, a diferencia de un barco, el complejo de características de navegabilidad de un hidroavión es mucho más amplio, el principal de ellos es la capacidad de realizar despegues y aterrizajes seguros en una superficie rugosa con una cierta altura de ola, mientras que la velocidad de los hidroaviones en el agua es muchas veces mayor que la velocidad de los buques de mar.
Debido a la forma especial de la parte inferior del hidroavión, se generan fuerzas hidrodinámicas que elevan la proa y provocan un ascenso general significativo del barco.
En consecuencia, el movimiento de un hidroavión, a diferencia de un barco, se produce con un desplazamiento variable y el ángulo de asiento del barco (de hecho, el ángulo del flujo de agua en el fondo, similar al ángulo de ataque del ala). A velocidades del agua cercanas a la velocidad de despegue, el desplazamiento es prácticamente cero: el hidroavión está en modo de planeo (del francés. brillo- tobogán) - deslizándose sobre la superficie del agua. Rasgo modo de planeo es que la resultante de las fuerzas de resistencia hidrodinámica del agua tiene una componente vertical tan grande ( hidrodinámico fuerza sustentadora ) ese barco en la mayor parte de su volumen de desplazamiento sale del agua y se desliza sobre su superficie. Por lo tanto, los contornos (contorno de la superficie exterior) del hidroavión (Fig. 7.81) difieren significativamente de los contornos de la embarcación.

La principal diferencia es que el fondo (la superficie inferior del barco, que es la principal superficie de apoyo cuando el hidroavión se mueve por el agua) tiene uno o más redans (Francés Redan- cornisa), el primero de los cuales, por regla general, se encuentra cerca del centro de masa del hidroavión, y el segundo en la popa. Recto en términos de redanes (Fig. 7.81, pero) crean mucha más resistencia en vuelo que los redans puntiagudos (barridos, ojivales) (Fig. 7.81, B), cuya resistencia hidrodinámica y formación de salpicaduras son significativamente menores. Con el tiempo, el ancho del segundo redan disminuyó gradualmente, intercut parte de la parte inferior comenzó a converger en un punto (Fig. 7.81, en) en la popa del barco.

En el proceso de desarrollo de la hidroaviación, la forma de la sección transversal del barco también cambió (Fig. 7.82). Barcos con fondo plano (Fig. 7.82, pero) y con edanes longitudinales (Fig. 7.82, B), ligeramente quillado (es decir, con una ligera pendiente de las secciones inferiores desde la línea central de la quilla hacia los lados - Fig. 7.82, en) y con un fondo cóncavo (Fig. 7.82, GRAMO) poco a poco dio paso barcos con quilla con un fondo de quilla plana (Fig. 7.82, D) o con un perfil deadrise más complejo (en particular, curvilíneo) (Fig. 7.82, mi).
Cabe señalar aquí que los hidroaviones no tienen amortiguadores (ver sección 7.3) capaces de absorber y disipar la energía del impacto durante el aterrizaje en el agua. Dado que el agua es un líquido prácticamente incompresible, la fuerza del impacto sobre el agua es proporcional a la fuerza del impacto sobre el suelo. Propósito principal Amanecer - sustituir el amortiguador y

inmersión gradual en el agua de la superficie de la cuña (quilla) durante el aterrizaje para suavizar el impacto del aterrizaje, así como el impacto del agua en el fondo del bote cuando se mueve sobre una superficie de agua agitada.
Los contornos característicos del barco de un hidroavión moderno se muestran en la fig. 7.83. El barco tiene un deadrise transversal y longitudinal del fondo.
Amanecer los barcos (o el ángulo formado por la quilla y el lomo) se selecciona en función de las condiciones para garantizar sobrecargas aceptables en los modos de despegue y aterrizaje y garantizar la estabilidad direccional dinámica.
El ángulo de la pantoque transversal de la proa del barco a partir del primer redan β r norte aumenta gradualmente hacia la proa del barco (en vista frontal AUTOMÓVIL CLUB BRITÁNICO- secciones superpuestas a lo largo de la proa del barco) de tal manera que se forma un rompeolas en la proa del barco, "rompiendo" la ola que se aproxima y reduciendo la formación de olas y salpicaduras.
Pómulo (la línea de intersección del fondo y el costado del bote) evita que el agua se pegue a los costados. Para crear una formación aceptable de olas y salpicaduras, se usa una curva pómulos nasales, es decir, perfilar el fondo de la proa del barco a lo largo de superficies curvas complejas.

La parte inferior de la parte interlineal del barco (en la vista trasera CAMA Y DESAYUNO- secciones superpuestas a lo largo de la popa del barco) generalmente de quilla plana - valor del ángulo β r m constantemente. Los ángulos de pantoque en el redan suelen ser del orden de 15-30°.
Punto muerto longitudinal barcos γ l = γ norte + γ metro determinado por el ángulo de pantoque longitudinal de la proa γ norte y el ángulo de pantoque longitudinal de la parte interlineal γ m.

Longitud, forma y punto muerto longitudinal de la proa ( γn @ 0¸3°), que afectan a la estabilidad longitudinal y al ángulo de asiento inicial, se eligen de forma que se evite que el morro sepulte e inunde de agua la cubierta a altas velocidades.
Punto muerto longitudinal de la parte interlineal ( γm @ 6¸9°) se elige para garantizar un planeo estable, aterrizaje en tierra en el ángulo de ataque máximo permitido y descenso al agua (para un avión anfibio) de acuerdo con las normas existentes. resbalones (Inglés) deslizar, iluminado. - deslizamiento) - plataformas costeras inclinadas que se adentran en el agua para que el anfibio entre en el agua y desembarque.
Con suficiente altura muerta longitudinal de la parte entre líneas, la separación durante el despegue del agua puede ocurrir "con socavamiento" (aumentando el ángulo de ataque) en el coeficiente de sustentación máximo permitido.
El despegue del agua durante el despegue se complica por el hecho de que además de las fuerzas de resistencia del agua al movimiento de la embarcación, discutidas anteriormente, entre el fondo de la embarcación y el agua existen fuerzas de adherencia (succión), especialmente en la parte trasera del barco.
Propósito de redan- destruir el efecto de succión del agua (succión) durante el despegue, reducir la resistencia del agua, permitir que el barco se "pegue"

Durante muchos años se ha estado hablando sobre la posible construcción de un nuevo portaaviones ruso que, sin embargo, aún no ha llevado al inicio del trabajo real. En el contexto de tal desarrollo de la flota, a menudo también se discute el tema de un grupo de aviación para un barco prometedor. Se hacen ciertas propuestas, incluso las más atrevidas. Por ejemplo, en el pasado, se propuso repetidamente reanudar el trabajo en aviones de despegue y aterrizaje vertical. Según algunas declaraciones de los funcionarios, tal propuesta puede implementarse en un futuro lejano.

presente y planes

Por el momento, la aviación basada en portaaviones de la Armada rusa no puede llamarse numerosa. Los pilotos tienen solo unas pocas docenas de cazas Su-33 y MiG-29K a su disposición. Todas estas máquinas están diseñadas para despegar desde una cubierta equipada con un trampolín. El aterrizaje se lleva a cabo con la ayuda de un pararrayos. Tal agrupación es suficiente para completar el único crucero portaaviones disponible, pero la construcción de nuevos portaaviones requerirá que se ordene una cierta cantidad de aviones adicionales.

Yak-141 en vuelo

Actualmente, el departamento militar ruso está estudiando las perspectivas para el desarrollo de cazas basados ​​​​en portaaviones y ya está formando algunas propuestas preliminares. Entonces, el año pasado se propuso una opción curiosa para un mayor desarrollo de la aviación naval. Durante la feria aeroespacial internacional MAKS-2017, el viceministro de Defensa de Rusia, Yuri Borisov, abordó el tema del futuro lejano de la flota de aviación. Al final resultó que, el Ministerio de Defensa tiene planes muy interesantes.

Según Yu.Borisov, los aviones Su-33 y MiG-29K existentes gradualmente se volverán moralmente obsoletos, como resultado de lo cual, en aproximadamente 10 años, se requerirá el desarrollo de nuevos aviones. Al mismo tiempo, el departamento militar ya tiene planes al respecto. Prevén el desarrollo y la producción de nuevos aviones con despegue y aterrizaje cortos o verticales. Se supone que el nuevo avión de despegue vertical se convertirá en una especie de continuación de la línea de equipos similares, que se desarrolló en el pasado en OKB A.S. Yakovlev.

El viceministro de Defensa indicó que la avanzada aeronave serviría en un nuevo portaaviones, cuya construcción podría comenzar a mediados de la década del veinte. Aún no se han anunciado otros detalles de un hipotético proyecto del futuro. Aparentemente, el desarrollo de un nuevo avión aún no ha comenzado, y los especialistas del departamento militar y la industria de la aviación aún no saben qué podría ser un nuevo avión basado en un portaaviones ruso.

Éxitos del pasado

Las declaraciones del año pasado de un portavoz del Ministerio de Defensa no revelaron ningún detalle, pero proporcionaron una pista interesante sobre un posible desarrollo futuro. Según Yu. Borisov, el nuevo caza basado en portaaviones será una continuación de la familia de vehículos de la Oficina de Diseño de Yakovlev. Si se elige dicha propuesta para su implementación, entonces el avión del futuro puede resultar similar a algunos desarrollos bien conocidos. Esto le permite hacer predicciones e intentar predecir cómo será la nueva tecnología.

Recuerde que la Oficina de Diseño de Yakovlev comenzó a estudiar el tema del despegue vertical a finales de los años cincuenta. A mediados de la próxima década, se creó un proyecto experimental Yak-36. Los prototipos de este tipo mostraron las características principales de una nueva clase de equipo y permitieron comenzar el desarrollo de vehículos de combate completos. Basado en los desarrollos del Yak-36, se creó el avión de ataque basado en portaaviones Yak-38. Tenía armas incorporadas y también podía llevar cohetes y bombas. A fines de los años setenta, el Yak-38 se puso en servicio y se convirtió en parte de los grupos de aviación de varios barcos de la Armada de la URSS. También se desarrollaron varios proyectos para la modernización de dicha máquina.

Sin esperar la finalización de las pruebas del Yak-38, la oficina de diseño comenzó a desarrollar un nuevo avión con características similares de despegue y aterrizaje, pero con capacidades de combate ampliadas. Se suponía que el nuevo Yak-41 (más tarde el proyecto pasó a llamarse Yak-141) era un caza polivalente capaz de obtener superioridad aérea, así como de atacar objetivos terrestres o de superficie. Como parte del proyecto, los diseñadores de varias organizaciones tuvieron que resolver una gran cantidad de tareas bastante complejas, lo que provocó un cierto retraso en el trabajo. Examen de preparación equipo experimental comenzó sólo una década después del inicio del diseño.

El primer vuelo de uno de los experimentados Yak-41 tuvo lugar en marzo de 1987. Durante los siguientes años, los prototipos realizaron varios programas de vuelo, lo que permitió probar el funcionamiento de todos los sistemas a bordo. A fines de 1989, tuvo lugar el primer vuelo estacionario y, en junio de 1990, tuvo lugar el primer despegue y aterrizaje verticales. Tras nuevos vuelos desde el aeródromo terrestre, se iniciaron los controles en cubierta. A finales de septiembre de 1991 tuvo lugar el primer aterrizaje del Yak-141 en un portaaviones. Unos días después, también despegaron.

A principios de octubre, durante otro aterrizaje vertical de prueba, uno de los aviones experimentales superó la velocidad vertical, lo que provocó la destrucción de la estructura y un incendio. Este incidente fue fatal para el proyecto. No había posibilidad de construir un nuevo prototipo para reemplazar el perdido, y pronto se decidió cerrar el proyecto. El trabajo terminó oficialmente en 1992. Los Yak-141 restantes todavía se mostraban en varias exposiciones, pero estas máquinas ya no tenían futuro.

Una de las opciones para la aparición del Yak-201.

Los problemas económicos y las opiniones específicas sobre cuestiones político-militares llevaron a Rusia a abandonar la creación de nuevos aviones de despegue y aterrizaje vertical / corto a principios de los noventa. Sin embargo, la Oficina de Diseño de Yakovlev no dejó de desarrollar ideas prometedoras y continuó trabajando por iniciativa propia. A mediados de los años noventa, se propuso un nuevo proyecto del caza multipropósito basado en portaaviones Yak-201.

Según datos conocidos, el proyecto Yak-201 involucró la construcción de un planeador hecho con tecnologías sigilosas, lo que permitió reducir drásticamente la visibilidad de la aeronave en vuelo. Se planeó equipar el automóvil con un motor diseñado para despegue / aterrizaje vertical y vuelo horizontal. Se propuso despegar cambiando el empuje usando una tobera rotatoria. Dado que el motor se colocó en la parte trasera del automóvil, tuvo que complementarse con un sistema de elevación auxiliar. Entre otras cosas, se estaba trabajando en la opción de montar un rotor adicional en el fuselaje delantero, impulsado por un eje de motor alargado.

Nunca se eligió un motor específico para el Yak-201, por lo que la mayoría de los datos de rendimiento de vuelo no se calcularon con precisión. El avión debía recibir un cañón automático y compartimentos de carga internos para misiles o bombas. Se propuso que el vertido fuera transportado en cuatro puntos de suspensión. Quizás el luchador también podría recibir pilones de colocación externos.

Por razones obvias, el proyecto Yak-201 nunca abandonó la etapa de desarrollo preliminar. El cliente potencial no mostró interés en dicho equipo y, además, no tuvo la oportunidad financiera para ordenar su desarrollo y construcción. Como resultado, otra propuesta prometedora fue al archivo.

Según Yu. Borisov, la flota existente de aviones basados ​​en portaaviones se volverá obsoleta en un futuro lejano y será necesario reemplazarlos. Actualmente se está barajando la posibilidad de crear aviones de despegue y aterrizaje vertical/corto, lo que puede aportar ciertas ventajas. Al mismo tiempo, aún no se ha especificado cuáles serán y qué oportunidades recibirán. Sin embargo, se indica que el departamento militar tiene la intención de continuar con el desarrollo de las viejas ideas de OKB A.S. Yakovlev. Por lo tanto, puedes intentar imaginar cómo será un caza prometedor basado en portaaviones.

Una mirada al futuro

De todos los proyectos de aeronaves de despegue vertical bajo la marca Yak, el más reciente, propuesto a mediados de los noventa y que no llegó a realizar un trabajo de diseño completo, puede ser el de mayor interés. Trabajando a través de la apariencia del automóvil del futuro, la Oficina de Diseño de Yakovlev propuso un muy interesante aeronave que todavía parece bastante moderno. Ciertos componentes de este proyecto pueden requerir un procesamiento significativo de acuerdo con tendencias actuales, pero se pueden conservar una serie de características comunes.

Cabe señalar que varias de las características principales del proyecto Yak-201 nos recuerdan al caza estadounidense Lockheed Martin F-35B Lightning II, que tiene la capacidad de despegue y aterrizaje cortos. Los proyectos ruso y estadounidense incluían visibilidad reducida para las herramientas de detección del enemigo, usaban una combinación de un motor de vuelo medio con una tobera rotatoria y un rotor de elevación, y también proponían la colocación interna de todas las armas. Como muestra el estado actual de las cosas con los aviones estadounidenses, tal variante de la apariencia técnica del equipo se justifica y es adecuada para resolver las tareas asignadas. Al mismo tiempo, cabe señalar que la obtención de los resultados deseados en el marco de proyecto americano estuvo asociado con muchas dificultades técnicas, retrasos en el trabajo y un aumento en el costo del programa.

Dado que el Yak-201 se desarrolló en los años noventa y el diseño de un nuevo avión similar no comienza hasta principios de los años veinte, el préstamo directo de ciertas soluciones de diseño está prácticamente excluido. Una de las principales diferencias del nuevo proyecto debería ser el uso más amplio de materiales y tecnologías modernas creadas después del abandono del diseño preliminar del Yak-201. El mismo enfoque debe aplicarse a la creación de un complejo a bordo de equipos radioelectrónicos.

Museo Yak-141

Obviamente, el planeador de un avión prometedor debe construirse teniendo en cuenta la reducción de la visibilidad. Es muy posible que su configuración óptima sea similar a la del fuselaje del caza Su-57 de quinta generación. Sin embargo, en cualquier caso habrá las diferencias más significativas. Según datos conocidos, incluso en el marco del proyecto Yak-201, se elaboraron varias versiones de la apariencia aerodinámica de un vehículo discreto. En particular, se estudió la colocación delantera y trasera de la cola horizontal.

De todas las opciones conocidas para plantas de energía que brindan despegue vertical o corto, la más ventajosa es la propuesta en el proyecto Yak-201 e implementada en el avión F-35B. El motor de propulsión principal, que muestre un rendimiento suficiente, debe tener una tobera rotativa. Al mismo tiempo, su eje debe estar conectado al rotor delantero, que es responsable de crear empuje debajo de la nariz del fuselaje. Además, la máquina necesita controles de chorro de gas en tres ejes en modo vertical y cuando cambia a vuelo horizontal.

El progreso actual en el campo de los sistemas electrónicos nos permite mirar al futuro con optimismo. A bordo de un avión prometedor, puede aparecer un radar con un conjunto de antenas en fase, que incluye herramientas activas de detección de ubicación óptica y un moderno sistema de observación y navegación. De acuerdo con los requisitos actuales, la aviónica debe tener compatibilidad total con los medios militares existentes y futuros de comunicación y control.

La composición de las armas se determinará de acuerdo con los deseos de los militares y las misiones de combate propuestas. Los aviones domésticos de despegue y aterrizaje vertical estaban equipados con un cañón automático incorporado de 30 mm y podían transportar una variedad de armas de aviación. Por lo tanto, el proyecto Yak-141 preveía el uso de varios misiles aire-aire, incluidos productos de alcance medio. Para destruir objetivos terrestres o de superficie, se propuso una amplia gama de misiles y bombas guiados y no guiados. Las mismas oportunidades pueden ir a un avión prometedor. Al mismo tiempo, su característica más importante será la presencia de compartimentos de carga internos para armas, lo que reducirá la visibilidad en vuelo.

Como se desprende de los datos conocidos, hasta ahora el Ministerio de Defensa ruso solo está considerando la posibilidad de reanudar el desarrollo y la construcción de aviones de despegue vertical. Tales propuestas pueden convertirse en proyectos reales solo después de unos años, y luego tiempo específico requerido para todos trabajo necesario. Como resultado, los aviones basados ​​​​en portaaviones listos para usar aparecerán no antes de la segunda mitad de los años veinte. Para entonces, está previsto comenzar la construcción de un nuevo portaaviones, en el que servirá el nuevo avión.

El desarrollo de un nuevo avión para la aviación de la Armada rusa, aparentemente, aún no ha comenzado, y esta circunstancia es una excelente ocasión para hacer pronósticos y decir varias versiones. Mientras tanto, los expertos del departamento militar y la industria de la aviación pueden evaluar las perspectivas de la propuesta existente y decidir qué hacer a continuación. Si la flota realmente necesita un avión con características inusuales de despegue y aterrizaje, su desarrollo comenzará en un futuro próximo.

Según los sitios web:
http://rg.ru/
https://ria.ru/
http://tass.ru/
http://airwar.ru/
http://yak.ru/
http://avia.pro/