Как включается УВТ?

Вуду> Интересно: этапы его использования, предусмотренные РЛЭ самолёта. И прежде всего - предмет наших разногласий с Дм.Журко - использование УВТ на взлёте (от разбега) и на посадке (до касания).
Посмотрим, насколько близко удастся подобраться к полосе (ибо на разговоры я, повторюсь, особой надежды не возлагаю). Жаль, что с нами не едет фотограф с его 600-мм "пушкой" - там можно было бы гарантированно выловить хотя бы примерные углы отклонения.

Zeus> Соответственно, большой руль и/или большие углы отклонения. Но это все рассчитывается уже сто лет как.
Да, но все это упирается в другие проблемы... И как раз УВТ многое упрощает.

Zeus> Кому что интересно Зато диманические маневры интересно изучать
Да, наверное... Но я человек грубый и прагматичный.

Zeus> ...все равно все в срыве, 80-90° не шибко лучше, чем 60° А вот ПГО будет отклоняться на уменьшение угла, имея вдобавок бОльшие углы отклонения.
Все так, но там есть забавная вещщщ: начиная с некоторых углов (это в общем случае зависит от а/д компоновки) ПГО не способно создать момент на пикирование В ПРИНЦИПЕ. Вектор создаваемой им силы просто проходит ВЫШЕ ц.м. - и тут уж по фигу, какова "вертикальная составляющая".

Zeus>Даже поставив его просто по потоку, мы уменьшим кабрирующий момент (то есть снимем момент от него самого).
Да, это максимум, чего можно требовать от ПГО в таком режиме. Но, опять же, это сработает только если самолет "без ПГО" на этих углах имеет усточивость "в плюс" - а если нет?
Собственно, это одна из "идей" триплана - разделить функции: ПГО забрасывает на любые углы, а ГО с них уверенно стаскивает (причем любой по устойчивости самолет). Несколько дубовато, конечно, но до появления УВТ ничего другого, наверное, придумать было нельзя.

Zeus> Ну да, именно так Все параметры увязаны друг с другом
Но не по кольцу же!!!

Zeus> А первичен здравый смысл, наверное
Нет, первичен (точнее, критичен), ИМХО, все же отрыв ноги.

Zeus> Сколько градусов нам достаточно...
Тут все, как всегда: чем больше - тем лучше.

Zeus>>> Куда сместить??
Aaz>> С конструктивной точки зрения - на силовой шпангоут, который несет заднюю опору двигателя и оси ГО.
Zeus> То есть сильно назад?
Я говорил именно о КОНСТРУКТИВНОМ решении (дабы лишний вес не набрирать) - с точки зрения а/д так далеко, возможно, и не надо.
Но сместить надо заметно. Вы ведь наверняка помните все эти игры с "трехточечным взлетом", "выстреливающие" передние ноги, потом из этого идея "прыжкового шасси" выросла... Хотели нелепо взлетать, но зато лучше садиться.

Zeus> Предлагаете поставить еще пару колес - посадочные?
Ваша мысль, в общем-то, ИМХО, недурна - только по массе еще одна пара ног дорого обойдется.

Aaz>> Да тоже можно - только в этом случае придем к схеме с хвостовым колесом.
Zeus> Ну а что, может, к тому и придет
Тоже неплохо!
Классическая посадка "на три точки" при достаточно мощном хв. колесе - вполне возможно (хотя требует более высокой квалификации пилота). Подъем хвоста на разбеге при таком шасси был вызван желанием быстрее набрать скорость. Если учесть нынешние тяговооруженности, и исходить из равенства дистанций разбега и пробега, то хвост можно и не отрывать - т.е. взлетать тоже "с трех точек".
Забавно было бы прикинуть такую схему...

Вуду> - Главный и основной вопрос: включено ли вообще УВТ на Су-30МКИ на этапах взлёта и посадки?! Простой вопрос, простой ответ - Да/Нет. Даже этого, в принципе, уже достаточно.
"Ждите ответа... Ждите ответа... Ждите ответа..." (с - МГТС).

Zeus>> Соответственно, большой руль и/или большие углы отклонения. Но это все рассчитывается уже сто лет как.
Aaz> Да, но все это упирается в другие проблемы... И как раз УВТ многое упрощает.

Несомненно

Aaz> Все так, но там есть забавная вещщщ: начиная с некоторых углов (это в общем случае зависит от а/д компоновки) ПГО не способно создать момент на пикирование В ПРИНЦИПЕ. Вектор создаваемой им силы просто проходит ВЫШЕ ц.м. - и тут уж по фигу, какова "вертикальная составляющая".

В принципе оно так, но суть проблемы там вполне обычная: во-1, угол отклонения ПГО ограничен (хоть обычно и больше, чем у ГО), потому создавать на нем отрицательный УА (именно для пикирующего момента) вечно нельзя. Во-2, на очень больших углах момент, да, пропадет чуть раньше, чем будет достигнут даже нулевой местный УА на ПГО.

Но важен ведь именно баланс моментов. Если самолет рассчитан на кабрирующий момент от ПГО, то его уменьшение уже вызывает рост общего пикирующего момента. Другое дело, что даже чтобы его уменьшить (до нуля, в смысле, что в общем случае может и не требоваться), надо уметь отклонять ПГО до максимального требуемого угла атаки (самолета), т.е. эдак на все 90° Иначе, встав на ограничение, при увеличении УА ПГО будет, наоборот, кабрирующий момент создавать.

Aaz> Да, это максимум, чего можно требовать от ПГО в таком режиме. Но, опять же, это сработает только если самолет "без ПГО" на этих углах имеет усточивость "в плюс" - а если нет?

А если нет, поможет только чудо То есть УВТ, или инерция при маневре в динамике.

Aaz> Собственно, это одна из "идей" триплана - разделить функции: ПГО забрасывает на любые углы, а ГО с них уверенно стаскивает (причем любой по устойчивости самолет).

Так в том-то и дело, что не может ГО "уверенно стаскивать" с больших углов. Как и любая аэродинамическая поверхность при таких углах, оно неэффективно. Разве что пошаманить с "парашютными" силами/моментами... Возможно, на новом Су-35 и дошаманились-таки

Aaz> Нет, первичен (точнее, критичен), ИМХО, все же отрыв ноги.

Для 15° в смысле положения шасси - да. А для угла - нет, вернее, не настолько: если есть большое желание увеличить взлетные/посадочные углы, можно шасси повыше сделать или хвост задрать вверх. Правда, надо обеспечить разбег/пробег при углах больше этих 15°, потому что самолет будет неустойчивым в этом режиме.

Aaz> Тут все, как всегда: чем больше - тем лучше.

90°? D

Aaz> Ваша мысль, в общем-то, ИМХО, недурна - только по массе еще одна пара ног дорого обойдется.

Поставить гусеницы Или длинную тележку. На взлете она будет свободно вращаться, как обычно, а на посадке фиксироваться

Zeus> Но важен ведь именно баланс моментов. Если самолет рассчитан на кабрирующий момент от ПГО...
Да это тоже все, как Вы знаете, неоднозначно. Те же подвески на маленких машинах (класса "Грипена") вносят достаточные разбежки и по положению ц.м., и по фокусу.

Zeus> ...надо уметь отклонять ПГО до максимального требуемого угла атаки (самолета), т.е. эдак на все 90°
Да, это существует, гидравлики и упрпавленцы при проектировании привода ПГО на уши встают... Насчет 90° пока не слышал, но что-то типа 65°/35° - вполне реальная вещь. Как научатся делать хорошие поворотные приводы, проблема снимется.

Zeus> Иначе, встав на ограничение, при увеличении УА ПГО будет, наоборот, кабрирующий момент создавать.
Самое забавное, что даже "встав по потоку" ПГО продолжает создавать кабрирующий момент - его лобовое сопротивление такая позиция к нулю не приравнивает.

Zeus> Так в том-то и дело, что не может ГО "уверенно стаскивать" с больших углов. Как и любая аэродинамическая поверхность при таких углах, оно неэффективно.
Помилуйте, такие лопухи, как на Су-27, будучи просто поставленными "поперек потока" такой момент создадут!... И безо всякоих там Су.

Zeus> Правда, надо обеспечить разбег/пробег при углах больше этих 15°, потому что самолет будет неустойчивым в этом режиме.
Вот тут я не понял... Почему самолет будет неустойчивым при 16°, если он спокойно летит на 23°?

Aaz>> Тут все, как всегда: чем больше - тем лучше.
Zeus> 90°? D
Почему бы и нет - вспомните "Колеоптер".

Aaz>> Ваша мысль, в общем-то, ИМХО, недурна - только по массе еще одна пара ног дорого обойдется.
Zeus> Поставить гусеницы Или длинную тележку. На взлете она будет свободно вращаться, как обычно, а на посадке фиксироваться
Нагрузки при фиксировании будут совершенно нев..бенные.
Я понял, что надо делать: узел шасси просто крепим на рельс - при взлете он перемещается в переднее положение, а при посадке - в заднее.
А правильнее, делаем два положение выпущенного шасси - взлетное и посадочное, при первом стойка фиксируется с наклоном вперед (обеспечивая те самые градусы), а при втором стойка скошена назад.

Ламер> А, вот где непонимание! Я не предлагаю панацею, но явно есть места где технология пригодилась бы. А отработать её можно на каком нибудь экспериментальном БПЛА, сильно уменьшив как риск, так и стоимость, в т.ч. и интеграции с СУ современного навороченного истребителя.

Так принципиально (в смысле законов управления) наработок и так навалом. Но куча проблем возникает именно когда реальную конструкцию делаешь. Тем более 100 кг ("какой-нибудь БПЛА") и 15 тонн - сильно разные размерности, там многое принципиально отличается.

Ламер> Аргумент про экономию веса был ответом на слова о повышенном расходе топлива на взлёте и посадке. Мне по прежнему кажется что это увеличение не велико, и легко компенсируется.

Да ну? А снижение радиуса вдвое-втрое у традиционных СВВП при вертикальном взлете/посадке ни о чем не говорит?

Ламер> Схема F-35 по моему плоха тем, что вентилятор, работающий лишь не взлёте-посадке летает основное время "мёртвым грузом".

Схема F-35 как раз, пожалуй, лучшее, что можно придумать на данном этапе. Но этот вопрос уже много раз перетирался, поищите в архивах.

Здравствуйте. Был занят, продолжу.

Вот иллюстрация, точнее качественный графоаналитический расчёт F/A-22A в момент отрыва, — итог 3 часов в MS Word, вычисления с помощью него же и «Клавиатурного ниндзя».

План Raptor обведён по фоновому рисунку и повёрнут на 10°. План нужен для того, чтобы видеть центры и плечи моментов, однако схема приложена к профилю, а не плану.

Силы, надписи и моменты объединены цветом. Прямоугольники это моменты, плечо от центра тяжести (ЦТ) умноженное на ортогональную этому плечу проекцию силы. Площади посчитаны умножением размеров и отнесены к моменту от УВТ.

Центровка предполагается сильно отрицательной, неустойчивой, то есть вес приложен позади основных аэродинамических сил. Собственно выигрыш из-за этого, прежде всего. Сумма моментов против часовой больше 100%, что показывает избыток действия горизонтального оперения.

Дмитрий Журко

PS. Да, выиигрыш тут пока невелик sin(20°)-sin(10°)-проекция z сил на ГО. Надо разложить больше разных способов создания подъёмной силы.

Все никак не пойму. О чем речь? Об уменьшении разбега при использовании УВТ?
Так это имеет место быть.
В конце 1999г провели ряд экспериментов на Су-37. По памяти разбег в одном случае составил 202м.

Здравствуйте, уважаемый Вуду.

Вуду> - Никак не могу поверить, что Вы говорите об этом серьёзно. "Не верю!" Что Вы ставите на одну доску Хариер с Як-141 и Су-30МКИ с F-22 и объединяете одним термином "УВТ". Это методологическая ошибка, если прилично выражаться. У второй пары есть принципиальное отличие от первой - тяга двигателей там не создаёт подъёмной силы.

Все эти самолёты с УВТ. Если б разновидностей таких самолётов было десятки, я бы их разбил на группы, а пока приходится рассматривать скопом, учитывая, разумеется, назначение, особенности. А так, среди летающих истребителей с УВТ большая часть вертикалки, подавляющая часть — непродолжительные опыты.

Кстати, есть самолёт, на котором УВТ для манёвренности — X-31. Но я о нём знаю маловато. УВТ в нынешних прожектах истребителей с «вертикалок». Вы ж не будете отрицать?

Вуду> ПОэтому ставить их на одну доску - нонсенс.

Почему?

Вуду> - У него, у истребителя (мы разве о чём-то другом говорим?). У него, у истребителя с тяговорооружённостью в районе 1 и больше, длина разбега с максимальной взлётной массой меньше длины пробега с минимальной посадочной массой (кроме посадки на авианосец со специальными внешними тормозными устройствами).

Если наибольший вес не превысит взлётную тягу. У F-16 сопоставьте, поучительно. Ну, и ещё, взлетать надо срочно, даже сразу после повреждения ВПП или аварии, затора на ней. Сесть можно за сотни км.

Вуду> - Вы понимаете, что в этом месте противоречите сами себе?

А что делать? Жизнь сложна, но из неё хочется извлекать схемы, чтобы их мыслить. А жизнь можно только созерцать.

Вуду> Если на том Фантоме двигатели поставили под некоторым углом вверх (на сколько градусов, кстати, что-то я не нашёл этих данных? И как бы славно было бы узнать, насколько оси двигателей проходят выше/ниже центра масс! ), для того, чтобы создать дополнительную составляющую тяги вверх, в помощь аэродинамической подъёмной силе, то и у F-22 и у Су-30МКИ при отклонение створок УВП в требуемом направлении (составляющая вектора тяги - вверпх) изменение момента на взлёте, например, будет при этом столь существенным, что ГО ему не в состоянии будет создать взлётный угол...

Трудность «на одну трубку» (то есть я не курю и не советую). Переложите сопла с умом, а не на всю дурь.

Д.Ж.>>Воронья посадка, как водится.
Вуду> - В этом месте я абсолютно не понимаю, почему Вы считаете, что он должен садиться "на три точки" а не с нормальным посадочным углом - чудес не бывает, если Вы желаете обеспечить ему малую посадочную скорость - будьте любезны создавать нормальный угол атаки, следовательно - и тангажа. Никто никогда, из самолётов с носовой стойкой, на три точки не садиться. Вот когда коснулся палубы - на здоровье, опускайте нос сразу же, там углы уже никого не волнуют...

Ему не наименьшая скорость над палубой нужна, а надёжный захват. Скорость как раз пригодится для второго круга. Вы в Израиле, не видели поучительную телепередачу о тренировках посадок на «Кузнецове». Вот это мучение! Пересказываю: «Ваша задача коснуться и уходить на второй круг, захват троса — нежданная радость.»

Ну, что-то в таком роде. Так сажают 20 т на палубу кораблика в 75 Кт. Касаются так, что ломают ноги шасси на облегчённых Су-25УТГ. Количество успешных посадок — предмет гордости. Садиться на авианосец, надо так чтоб взлететь на половинке наклонной палубы, без всяких катапульт и трамплинов.

Вуду> - Но это принципиально разные машины, я уже слегка устал повторять (восьмой раз?), Си Хариер никогда не сравнится по нагрузке, дальности и продолжительности с "нормальными" самолётами-истребителями!

Подтянули их после Фолкленд значительно. Ракеты средней дальности, дозаправка, приличная нагрузка и даже M=1.1. Но главное, конечно, дальность и РЛС. Могу поверить, что те, кто послал ломать Ark Royal надеялись на всё это не в 1993, а в 1980 году, да позабыли деньги выделить. В итоге много денег потеряли, но не жизней, кстати.

Вуду> - Что же тут не понять? Стандартная трёхточечная схема с носовым колесом. (У Хариера - велосипедное шасси и маленькие поддерживающие колёсики с боков...)

А никакой особенной разницы. Он на своём велосипедике лихо так разгонялся. Мне такое шасси даже нравится, хоть применять его надо с умом.

Вуду> - Ну, нельзя Хариер сравнивать с F-22, когда-нибудь Вы признаете это, наконец?? Принципиально нельзя!

Zeus, помогите!!

Сразу и нельзя. Давайте я Вас полечу от этой фобии. Закройте глаза и сравните Harrier с F-35B, который его сменит, а потом сравните JSF с Raptor. Откройте глаза.

Вуду> - Мы как две старушки эстрадных разговариваем, - я Вам - про Фому, Вы мне - про Ерёму... Изначально речь шла о самолётах с УВТ (где не запрограммировано участие тяги в создании подъёмной силы во время отрыва/приземления), где момент от УВТ из-за большого плеча никак не позволяет использовать вертикальную составляющую тяги аналогично тому, как сделали англичане на модифицированном Фантоме, где векторы тяги практически проходили через центр масс!

Это важно, разумеется, ещё важнее наличие мощного струйного управления которое позволяет управлять самолётом на любых даже отрицательных или боковых скоростях. Основная трудность взлёта тяговитого самолёта, вроде нынешних истребителей, это достижение наименьшей эволютивной скорости, то есть скорости, на которой самолёт управляем.

К этому добавляются и соображения, о которых писали уважаемые Zeus и Aaz: о шасси и угле атаки. Но самое важное — достичь скорости, на которой самолёт управляется тем что есть. А у Су-30МКИ и Raptor есть УВТ.

Вуду> Вот наш любимый aнглийский Фантом, здесь отлично можно проследить направление осей двигателей и прикинуть, где там находится центр масс: А теперь прикиньте место двигателя на F-22 и тягу, при отклонении створок УВТ по линии действия, - и почувствуйте разницу:

Вот, новые запреты: туда не смотреть, сюда не смотреть. При малом угле перекладки УВТ тоже «практически» близ центра гуляет. ЭДСУ да поможет ему. Важно, что именно на этих скоростях тяга почти так же мощна, как аэродинамические силы.

Чуть скорости, и крыло запросто даст силы в разы превосходящие тягу, а оперение что-нибудь сопоставимое. Впрочем, схемку я не без удовольствия нарисовал.

Вуду> Принципиальная разница между самолётами с вертикальным и укороченным взлётом - с одной стороны и самолётами с УВТ - с другой, состоит именно в том, что у вторых линия действия суммарного вектора тяги при отклонении створок УВТ не проходит через центр масс, и чем больше плечо - тем лучше, тем эффективнее УВТ.

Потому, наверно, у Raptor такой короткий зад и за ним вывешено ГО? Одновременно с переходом к УВТ в проекте YF-22 стали укорачивать фюзеляж. Хотя и хорошо, что Вы стали определять разницу, а не попросту запрещать мне что-то рассматривать.

Кстати, гружённый Harrier не только не мог взлететь вертикально, но и получал другую центровку.

Вуду> А у вертикально взлетающих и с укороченным - суммарная линия действия тяги должна проходить как можно ближе к центру масс, лучше всего - прямо через него.

Именно прямо, никаких «рядом», без скорости уравновесить нечем. Но вот скорость отрыва — как правило, скорость, на которой крыло развивает подъёмную силу, превышающую вес. Приличная уже скорость.

Дмитрий Журко

Добрый вечер. Ещё замечание.

Я особо обмерял первые изображения любимого X-35. Там угол касания хвостом более 20 град. Кстати, у него ноги шасси длинные, до самого прочного места — стыка крыла и переборки двигателя. Нет никакой сложности завести два угла от вертикли: для взлёта чуть к носу, для посадки чуть к хвосту. Только посадка чревата взлётом, как уже писал.

X-32 не мерил, в нём мало новшеств, не любопытно.

Дмитрий Журко

Здравствуйте, уважаемый Дмитрий!
Вуду>> - Никак не могу поверить, что Вы говорите об этом серьёзно. "Не верю!" Что Вы ставите на одну доску Хариер с Як-141 и Су-30МКИ с F-22 и объединяете одним термином "УВТ". Это методологическая ошибка, если прилично выражаться. У второй пары есть принципиальное отличие от первой - тяга двигателей там не создаёт подъёмной силы.
Д.Ж.> Все эти самолёты с УВТ. Если б разновидностей таких самолётов было десятки, я бы их разбил на группы, а пока приходится рассматривать скопом, учитывая, разумеется, назначение, особенности. А так, среди летающих истребителей с УВТ большая часть вертикалки, подавляющая часть — непродолжительные опыты.
Д.Ж.> Кстати, есть самолёт, на котором УВТ для манёвренности — X-31. Но я о нём знаю маловато. УВТ в нынешних прожектах истребителей с «вертикалок». Вы ж не будете отрицать?
Буду, разумеется. Уже наверно, в девятый раз. Есть сегодня совершенно две чётко разделяющиеся группы самолётов с управляемым вектором тяги, Max Ader 02.02.2005 09:16:11 на. стр. 4 проиллюстрировал Вам это графически, я Вам выделил их цветом:
Вуду>> Принципиальная разница между самолётами с вертикальным и укороченным взлётом - с одной стороны и самолётами с УВТ - с другой, состоит именно в том, что у вторых линия действия суммарного вектора тяги при отклонении створок УВТ не проходит через центр масс, и чем больше плечо - тем лучше, тем эффективнее УВТ.
Вуду>> ПОэтому ставить их на одну доску - нонсенс.
Вы же опять и опять валите их упорно в одну кучу. По причине мне совершенно непонятной...
Хотя даже F-35, принадлежащий к обеим этим группам, в каждой фазе полёта демонстрирует совершенно различные свойства УВТ и различное предназначение - и разница именно в том, проходит ли результирующая тяги через ц.м. или же как раз - наоборот....

Д.Ж.>>>Воронья посадка, как водится.
Вуду>> - В этом месте я абсолютно не понимаю, почему Вы считаете, что он должен садиться "на три точки" а не с нормальным посадочным углом - чудес не бывает, если Вы желаете обеспечить ему малую посадочную скорость - будьте любезны создавать нормальный угол атаки, следовательно - и тангажа. Никто никогда, из самолётов с носовой стойкой, на три точки не садиться. Вот когда коснулся палубы - на здоровье, опускайте нос сразу же, там углы уже никого не волнуют...
Д.Ж.> Ему не наименьшая скорость над палубой нужна, а надёжный захват. Скорость как раз пригодится для второго круга.
- Это Вас кто-то крупно обманул: чем скорость на посадке меньше, тем лучше, тем точнее он сможет расчитать приземление на заданный участок, чтобы надёжно зацепить гаком один из 4-х тросов. Именно для этого авианосец разворачивается против ветра и фигачит на максимальной скорости, когда выпускает и принимает самолёты... Именно для этого у F-14 и сделали крыло изменяемой стреловидности, пожертвовав чёрт знает чем...

Д.Ж.>Вы в Израиле, не видели поучительную телепередачу о тренировках посадок на «Кузнецове».
- Видели-видели развлекательную передачу. ОРТ, РТР, НТВ, ТВ-6 тут принимаются спокойно.

Д.Ж.>Вот это мучение! Пересказываю: «Ваша задача коснуться и уходить на второй круг, захват троса — нежданная радость.»
- Это Разбаш лохам заливает басни, для пущей красивости и драматизму, работа у него такая...
Когда отрабатывали посадку на "Кузнецове" впервые, это могло быть актуальным, но как повседневная практика сегодня - это полная туфта. Если захват троса для лётчиков, с него работающих "неожиданная радость". У американцев на авианосце, если он захватит гаком не 2-ой или 3-ий трос, а первый или последний, - так у него солидную сумму в этом месяце из зарплаты высчитывают! (Не шутка). А на "Кузнецове" по словам Разбаша - это "неожиданная радость" вперемешку с "детской неожиданностью"... Анекдот, не верьте!

Д.Ж.> Ну, что-то в таком роде. Так сажают 20 т на палубу кораблика в 75 Кт. Касаются так, что ломают ноги шасси на облегчённых Су-25УТГ. Количество успешных посадок — предмет гордости.
- Смех, сквозь слёзы и сопли... Не воспринимайте всерьёз все "макароны@, что "вешает на уши" Разбаш. Это он - чтобы страшнее было и красивше...

Д.Ж.>Садиться на авианосец надо так, чтоб взлететь на половинке наклонной палубы, без всяких катапульт и трамплинов.
- Для этого лётчики, что американские, что российские, немедленно после касания переводят РУДы на "максимал". Не зная ещё, произошёл захват троса или промах.

Вуду>> Ну, нельзя Хариер сравнивать с F-22, когда-нибудь Вы признаете это, наконец?? Принципиально нельзя!
Д.Ж.> Сразу и нельзя. Давайте я Вас полечу от этой фобии. Закройте глаза и сравните Harrier с F-35B, который его сменит, а потом сравните JSF с Raptor. Откройте глаза.
- Ещё раз: в двух фазах полёта УВТ F-35 работает в совершенно разных качествах.

Д.Ж.> Это важно, разумеется, ещё важнее наличие мощного струйного управления которое позволяет управлять самолётом на любых даже отрицательных или боковых скоростях. Основная трудность взлёта тяговитого самолёта, вроде нынешних истребителей, это достижение наименьшей эволютивной скорости, то есть скорости, на которой самолёт управляем.
- Вы снова валите в одну кучу два различных типа применения УВТ...

Вуду>> Вот наш любимый aнглийский Фантом, здесь отлично можно проследить направление осей двигателей и прикинуть, где там находится центр масс: А теперь прикиньте место двигателя на F-22 и тягу, при отклонении створок УВТ по линии действия, - и почувствуйте разницу:
Д.Ж.> Вот, новые запреты: туда не смотреть, сюда не смотреть. При малом угле перекладки УВТ тоже «практически» близ центра гуляет.
- (с тяжёлым вздохом): Но у F-22 и Су-30МКИ вектор тяги на взлёте в другую сторону гуляет. ВНИЗ гуляет!

Д.Ж.>ЭДСУ да поможет ему. Важно, что именно на этих скоростях тяга почти так же мощна, как аэродинамические силы.
Д.Ж.> Чуть скорости, и крыло запросто даст силы в разы превосходящие тягу...
- При тяговооружённости близкой к 1, в разы, на взлёте? :o - Это вряд ли...

Д.Ж.>...а оперение что-нибудь сопоставимое. Впрочем, схемку я не без удовольствия нарисовал.
- Дык, в этом месте непонятно: куда всё-таки вектор тяги Вы предлагаете отклонять? Вверх, чтобы помочь подъёмной силе крыла, или вниз, чтобы помочь ГО установить взлётный угол атаки пораньше??

Д.Ж.> Потому, наверно, у Raptor такой короткий зад и за ним вывешено ГО?
- Оно, ко всему прочему, ещё и экранирует от взглядов противника струю выходящих газов, когда она всего горячее...

Вуду>> А у вертикально взлетающих и с укороченным - суммарная линия действия тяги должна проходить как можно ближе к центру масс, лучше всего - прямо через него.
Д.Ж.> Именно прямо, никаких «рядом», без скорости уравновесить нечем.
- Тягой, конечно - меняя соотношение между тягами выходящих газов/воздуха с двух сторон от ц.м. В небольшом диапазоне, разумеется...

Здравствуйте, уважаемый Вуду.

Вуду> - Дык, в этом месте непонятно: куда всё-таки вектор тяги Вы предлагаете отклонять? Вверх, чтобы помочь подъёмной силе крыла, или вниз, чтобы помочь ГО установить взлётный угол атаки пораньше??

Неужели и с рисунком непонятно? Сопла вниз, тяга вверх, — даже F-4K упоминал. Вуду, разберитесь с рисунком, пожалуйста, я старался быть понятным. Кстати, лучше исходный .GIF нежели мыльный .JPG. Могу и .DOC выслать.

Там, конечно, лукавство, надо сравнивать разные углы перекладки, а главное: F-4K, скорее всего, имел обычную центровку. Могу и это нарисовать. Но зачем, если Вы не смотрите?

Разница между УВТ+струйное управление и просто УВТ мне понятна, не ломитесь. А вот причин не сравнивать не вижу. Ну и что, что не проходит через ЦТ? Существенную разницу для укороченного взлёта и посадки ещё показать надо, а не 9 раз повторять.
————

О посадках на АВ. Я привёл слова пилота, который там предпосылку к лётному происшествию создал, но обошлось, а не журналиста. О практике посадок на авианосцы US Navy начитан, обращайтесь не ко мне. Американцы на авианосцы с посадочной палубой меньше, чем на «Кузнецове» сажали Phantom и Vigilante, не одну тысячу раз.

Дмитрий Журко

Добрый вечер, уважаемый Дмитрий!
Вуду>> - Дык, в этом месте непонятно: куда всё-таки вектор тяги Вы предлагаете отклонять? Вверх, чтобы помочь подъёмной силе крыла, или вниз, чтобы помочь ГО установить взлётный угол атаки пораньше??
Д.Ж.> Неужели и с рисунком непонятно? Сопла вниз, тяга вверх, — даже F-4K упоминал. Вуду, разберитесь с рисунком, пожалуйста, я старался быть понятным. Кстати, лучше исходный .GIF нежели мыльный .JPG. Могу и .DOC выслать.
- Я вот только сейчас, поставив ещё одну программку, смог Ваш красивый рисунок разглядеть, прежде не получилось.
Насколько я понял, вектор тяги отклонён вверх от продольной оси самолёта на 10^o и его вертикальная составляющая даёт прирост подъёмной силы вверх как 2Pxsin20^o, поскольку угол тангажа ещё также 10^o.
15.8x2x0.342=10 тонн
Эта же сила тяги, отклонённая на 10^o, даёт момент на пикирование, равный 2Рхl, где l - расстояние между линией действия силы тяги и координатой центра масс самолёта. Я пользуюсь Вашим чертежом и снимаю это расстояние оттуда, исходя из размаха крыла=13.56 м.
Получает плечо от тяги двух двигателей относительно центра масс l=0.864 метра. И создаваемый момент на пикирование 15.8х2х0.864= 27.3 тм И преодолён сей момент должен быть аэродинамической силой от двух стабилизаторов...
Расстояние из Вашего рисунка от ц.м. до средней аэродинамической хорды ГО примерно, грубо, совпадает со штрихпунктрным перпендикуляром к чертежу в плане и получается ~ 5.5 метра. Для того, чтобы преодолеть пикирующий момент от двигателей, подъёмная сила на ГО, направленная вниз, должна быть: 27.3:5.5=4.96 тонны. Прикинем, на какой скорости на данном ГО такая подъёмная сила может быть получена? Площадь ГО получается ~22 кв метра.
Пусть максимальный коэфф. подъёмной силы на ГО будет, например, 1.2.
Тогда при стандартных условиях у земли у меня получается, что потребная скорость, при которой на ГО возникнет подъёмная сила в 4.96 тонны, будет равна 54.8 м/сек или 197 км/час. Это только чтобы преодолеть момент от двигателей. Но нужно ещё преодолеть момент от произведения веса на плечо - между проекцией на землю центра масс и средней линией пневматиков основных колёс. Пусть для этого требуется ещё полтонны силы на ГО. Тогда скорость, необходимая для преодоления пикирующего момента, будет 207 км/час.
И ещё: ведь эта самая отрицательная потребная подъёмная сила на ГО, 4.96+0.5=5.46 тонны, она ведь направлена вниз! И из полученного у Вас приварка, за счёт отклонения вектора сил тяги двигателей в 10 тонн должна быть вычтена! На Вашем рисунке, в схеме сил в левом верхнем углу, эта сила в -5.46 тонны отсутствует вообще. Вы её просто не подсчитали и потому не учли.
Т.е. выигрыш остаётся в 10-5.46=4.54 тонны...
Но простите, уважаемый Дмитрий, ведь просто проходящий через центр масс суммарный вектор тяги двух двигателей при угле атаки в 10^o и так даёт приварок вертикальной составляющей к подъёмной силе:
15.8х2хsin10^o=5.48 тонны!! Что больше, чем 4.54 тонны!
Если Вы сделаете новый рисунок с этой схемой, где не потребуется большущая составляющая ГО вниз, для парирования пикирующего момента от поворота вектора тяги вверх, то увидите это.
Вот я и думаю, отойдя от шока: а на фига же в таком случае вообще здесь этот "огород городить"?

C неизменным уважением...

Добрый вечер, уважаемый Вуду.

Вуду> Расстояние из Вашего рисунка от ц.м. до средней аэродинамической хорды ГО примерно, грубо, совпадает со штрихпунктрным перпендикуляром к чертежу в плане и получается ~ 5.5 метра. Для того, чтобы преодолеть пикирующий момент от двигателей, подъёмная сила на ГО, направленная вниз, должна быть: 27.3:5.5=4.96 тонны. Прикинем, на какой скорости на данном ГО такая подъёмная сила может быть получена? Площадь ГО получается ~22 кв метра.
Вуду> Пусть максимальный коэфф. подъёмной силы на ГО будет, например, 1.2.
Вуду> Тогда при стандартных условиях у земли у меня получается, что потребная скорость, при которой на ГО возникнет подъёмная сила в 4.96 тонны, будет равна 54.8 м/сек или 197 км/час. Это только чтобы преодолеть момент от двигателей. Но нужно ещё преодолеть момент от произведения веса на плечо - между проекцией на землю центра масс и средней линией пневматиков основных колёс. Пусть для этого требуется ещё полтонны силы на ГО. Тогда скорость, необходимая для преодоления пикирующего момента, будет 207 км/час.

Вот не люблю я цифры. Написали и поразились. Рисуйте! Я рисую много.

На моём рисунке сила на ГО по величине почти в 7 раз меньше, а вот площадь около 3 раз, если добавить весь план, кроме ГО, то более 10. Но ГО имеет произвольный угол атаки, а крыло — нет, оно эффективнее.

Я прикинул, пока выигрыш порядка 5-7% подъёмной силы, это мало, конечно, особенно если на скорость прикинуть, она пропорционально квадрату, примерно. Надо другие способы рисовать, можно тягу на 20° переложить и смотреть. Сейчас ни времени, ни настроения нет.

Полагаю пока, что основной выигрыш в управляемости на малой скорости, именно это позволяет уменьшить скорость отрыва безопасно! На этом я и основываю связь с Harrier, это его опыт.

Дмитрий Журко

Добрый вечер, уважаемый Дмитрий.
Вуду>> Расстояние из Вашего рисунка от ц.м. до средней аэродинамической хорды ГО примерно, грубо, совпадает со штрихпунктрным перпендикуляром к чертежу в плане и получается ~ 5.5 метра. Для того, чтобы преодолеть пикирующий момент от двигателей, подъёмная сила на ГО, направленная вниз, должна быть: 27.3:5.5=4.96 тонны. Прикинем, на какой скорости на данном ГО такая подъёмная сила может быть получена? Площадь ГО получается ~22 кв метра.
Вуду>> Пусть максимальный коэфф. подъёмной силы на ГО будет, например, 1.2.
Вуду>> Тогда при стандартных условиях у земли у меня получается, что потребная скорость, при которой на ГО возникнет подъёмная сила в 4.96 тонны, будет равна 54.8 м/сек или 197 км/час. Это только чтобы преодолеть момент от двигателей. Но нужно ещё преодолеть момент от произведения веса на плечо - между проекцией на землю центра масс и средней линией пневматиков основных колёс. Пусть для этого требуется ещё полтонны силы на ГО. Тогда скорость, необходимая для преодоления пикирующего момента, будет 207 км/час.
Д.Ж.> Вот не люблю я цифры. Написали и поразились. Рисуйте! Я рисую много.
- Вы даже не прочли полностью, что я написал? Поленились?
А написал я ( с доказательством), что предлагаемое Вами отклонение вектора тяги на 10^o вверх, кроме неприятностей никакой пользы не приносит. Что касается нелюбви к цифрам при любви к рисункам: из-за нелюбви к цифрам Вы, рисуя схему сил, не все их приняли во внимание, забыв о необходимости уравновешивании моментов... Поэтому пришли к неверным результатам и в конечном итоге - к неверной концепции использования УВТ на взлёте...

Д.Ж.> На моём рисунке сила на ГО по величине почти в 7 раз меньше, а вот площадь около 3 раз, если добавить весь план, кроме ГО, то более 10. Но ГО имеет произвольный угол атаки, а крыло — нет, оно эффективнее.
- В этом месте, простите, - ничего не понял...

Д.Ж.> Я прикинул, пока выигрыш порядка 5-7% подъёмной силы, это мало, конечно, особенно если на скорость прикинуть, она пропорционально квадрату, примерно.
- Если Вы всё-таки прочтёте то, что я Вам написал, то увидите, что выигрыша, в предложенном Вами варианте, вообще никакого нет!

Д.Ж.>Надо другие способы рисовать, можно тягу на 20° переложить и смотреть.
- Тогда всё станет ещё гораздо хуже!

Д.Ж.>Сейчас ни времени, ни настроения нет.
- Ну, вдруг как-нибудь появится и то и другое...

Д.Ж.> Полагаю пока, что основной выигрыш в управляемости на малой скорости, именно это позволяет уменьшить скорость отрыва безопасно! На этом я и основываю связь с Harrier, это его опыт.
- Но как это связать с приведённым Вами проектом отклонения вектора тяги у F-22 на взлёте вверх?? :o

Добрый вечер, уважаемый Вуду.

Вуду> - Вы даже не прочли полностью, что я написал? Поленились?

Всегда прочитываю. Проверять поленился, у меня своя картинка.

Вуду> А написал я ( с доказательством), что предлагаемое Вами отклонение вектора тяги на 10^o вверх, кроме неприятностей никакой пользы не приносит.

Приносит, но пока вижу, что небольшую.

Д.Ж.>> На моём рисунке сила на ГО по величине почти в 7 раз меньше, а вот площадь около 3 раз, если добавить весь план, кроме ГО, то более 10. Но ГО имеет произвольный угол атаки, а крыло — нет, оно эффективнее.
Вуду> - В этом месте, простите, - ничего не понял...

Что именно непонятно? ГО по площади в 3, пусть 4 раза меньше, чем крыло. А сила на нём в 7. Чему пропорциональна сила на крыле?

Д.Ж.>>Сейчас ни времени, ни настроения нет.
Вуду> - Ну, вдруг как-нибудь появится и то и другое...

Вероятно появится. Особенно, если какой-нибудь студент подвернётся. Объясняя, многое понял.

Д.Ж.>> Полагаю пока, что основной выигрыш в управляемости на малой скорости, именно это позволяет уменьшить скорость отрыва безопасно! На этом я и основываю связь с Harrier, это его опыт.
Вуду> - Но как это связать с приведённым Вами проектом отклонения вектора тяги у F-22 на взлёте вверх??

Да просто:
1. Harrier и Raptor — очень тяговооружённые самолёты.
2. Harrier и Raptor — управляемы на малой скорости. Управляемость, впрочем, несколько разной природы.
3. Но и у Harrier, и у Raptor есть одинаково быстро перекладываемый УВТ — в этом они совпадают.
4. И Harrier, и Raptor используются с необычно коротким разбегом и пробегом, хоть Raptor и не умеет делать это на пятачке, как Harrier. Зато Raptor проще.

Или Вы о другом спросили? Уточните.

Дмитрий Журко