Вуду> - На эту тему можно сказать, что заводские лётчики-испытатели на Харьковском авиационном заводе, где когда-то делали Ту-134, включали реверс на предпосадочном снижении и садились с ним. Выглядело дико (инструкцией экипажу включение реверса в воздухе запрещено вообще, даже на больших высотах, хотя на больших, на снижении, многие включали, для увеличения крутизны траектории, время работы в режиме реверса ограничено, одна минута или полторы, не помню точно). Для "нормального" же лётчика такие трюки просто сильно чреваты...
Это, конечно, все несколько не в тему, но на это можно возразить, что для Ил-62 включение реверса до касания - норма
Слишком хорошо планирует на "экране".
Вуду> А про использование на посадке УВТ я говорил в предыдущем посте... Тем более - у Су-27 меряли недавно угол касания соплами и стойками шасси - намеряли 13o. Только!
С Су-27 действительно дело сомнительное, разве что изобретать довольно опасный маневр с подходом на большом угле и "плюханием" на нос перед самым касанием. Но, насколько я понимаю, речь идет об УВТ вообще, и если проектировать сразу под него, можно (т.е. имеет смысл) и компоновку подобрать для такой посадки.
Да, еще можно какой-нибудь "посадочный трамплин" придумать
Д.Ж.>> Допускаю, что наилучший угол тяги на сверхвуке может опять чуть отличаться от дозвукового. Отсюда предположение, что УВТ ещё и для меняющейся центровки хорош.
Вуду> - Маловероятно. Насколько я понимаю, во-первых, топливная автоматика обеспечивает выработку топлива по группам баков таким образом, чтобы центровка менялась в возможно более узком диапазоне
Да, но речь о переходе на сверхзвук и обратно. В случае истребителя никто не будет для балансировки гонять топливо. УВТ тут действительно может отбалансировать самолет - более эффективно, чем стабилизатор. Как заметил Дмитрий - коли оно все равно "ходит", то в чем проблема его поставить на нужный балансировочный угол?
>во-вторых, там обратной связи совершенно никакой нету, поэтому все эти изменения обязаны в нормальной ЭДСУ автоматически компенсироваться расходом рулей (потребными углами отклонения управляемого стабилизатора) для изменения угловой скорости на единицу, - иль на фига в F-22 такая куча миропроцессоров впихана? Вот, пущай и следят!
Ничего не понял. Какой обратной связи нету? А как работает эта ЭДСУ, без обратных связей?
Д.Ж.>>В вираже на высокой скорости, возможно, УВТ можно не столько рулить, сколько опять переложить его немного и так оставить. Рули управляют много лучше, когда скорость есть.
Вуду> - Собственно, на высокой скорости ясно, что скорость есть... В вираже максимальная тяга должна действовать против вектора воздушной скорости, которая практически на больших скоростях совпадает с продольной осью самолёта.
Во-1, вопреки этому распространенному мнению, истребители на больших-средних высотах, даже на сверхзвуке, летают с довольно большими углами атаки. А уж тем более в интенсивном вираже. Во-2, самолет - не материальная точка, у него еще моменты есть
Потому так просто - направить тягу "прямо туда" - нельзя. Чем-то надо балансировать самолет, устранять моменты. Либо рулями, либо тягой. Чем лучше? Неочевидно, но прикинуть можно, наложив графики "ΔХ_го(Мz)" и "P(1-cos(δ(Mz)))".
Ща разберем... Х_го - сила сопротивления горизонтального оперения, не коэффициент, чтобы тягу двигателя Р не приводить, но не принципиально. ΔХ_го(Мz) - прирост сопротивления ГО для создания заданного момента Mz. δ(Mz) - потребный угол отклонения сопла для создания того же момента. Относительные потери продольной тяги при этом будут 1-cos(δ), без учета газодинамических потерь и потерь аэродинамического сопротивления из-за отклоненных створок, которые не должны быть велики при небольших углах. (К тому же отклоненные створки создают и балгоприятную аэродинамическую "подъемную" силу).
Для небольших, эксплуатационных углов, при линейных зависимостях, будем иметь: линейный рост момента от угла отклонения стабилизатора φ, линейный же прирост подъемной силы на оперении от угла, которой момент, собственно, и определяется. Прирост сопротивления будет в соответствии с полярой оперения, которая в линейном диапазоне неплохо приближается параболой. То есть график ΔХ_го(Мz~φ) будет иметь вид обычной параболы, выходящей из начала координат при симметричном профиле оперения. (Строго говоря, ее еще надо сдвинуть немного в сторону (влево если мы рассматриваем создание положительной перегрузки) из-за ненулевого балансировочного угла, но это несколько "ухудшит" ее показатели, так что оптимистично примем пока балансировочный угол близким к нулю).
Момент тангажа, создаваемый двигателем, пропорционален sin(δ)~δ, потому опять же зависимости можно брать прямо от угла отклонения, но угол этот, разумеется, другой. Иначе говоря, речь о сравнении Bx
2 и 1-cos(kx).
Единственное, что можно сказать об этом без цифр - то, что одна из двух функций больше другой на всем интересующем нас диапазоне (±5..10°), а при определенных параметрах они могут быть очень близки.
Что касается конкретных цифр... Я попытался прикинуть для МиГ-29 (у меня есть его моментные характеристики). Высота 1000 м, Мах 0.5, масса 15 т. Так вот для горизонтального полета (что означает, что двигатели работают ровно на той тяге, что необходима для полета, т.е. m*g/K (К - аэродинамическое качество в данных условиях) потребный угол отклонения сопла в ~1.4 раза
больше, чем потребный угол отклонения стабилизатора для того же эффекта. Да, еще я довольно приблизительно взял плечо вектора тяги - 6 м. Вернее, не всего вектора тяги, а только вертикальной проекции Psin(δ).
Совсем другое дело при глубоком вираже, когда тяга значительно больше: тут потребные отклонения сопла получаются меньше в разы.
Но это пока не все. Положим то самое k = 1, т.е. углы отклонения сопла и стабилизатора одинаковы. Интуитивно понятно
что при равных отклонениях потери тяги на двигателе должны быть заметно меньше прироста сопротивления на оперении (cos малых углов очень близок к 1). Но раз уж взялся, продолжу
Коэффициент В перед квадратом - это отвал поляры (только выражаемый через Су, а не через угол). Аэродинамики оперения у меня нет, но можно прикинуть (A = 1/(πλ
эф)) его порядка 0.1, плюс еще добавить (точнее, умножить) Cy
φ, который можно оценить по аэродинамике крыла, т.е. около 4 [1/рад].
Короче, сравнивая А (Cy
φ φ)
2 qS и P(1-cos(kφ)) для k=1, можно убедиться, что потери тяги примерно в 100 раз ниже прироста сопротивления на оперении
Даже учитывая, что это оптимистическая оценка (надо учесть общую потерю тяги при отклоненных соплах и (довольно малосущественный) прирост аэродинамического сопротивления, разница все равно приличная.
Что занимательно, в вираже вырастет тяга, что повысит эффективность УВТ, поэтому сам угол отклонения сопел может и не увеличиться или во всяком случае увеличится не настолько, насколько придется увеличить отклонение стабилизатора.
Что-то меня куда-то унесло... Чтобы было понятнее, это все всего лишь к вопросу балансировочных потерь (в том числе и при маневрировании).
>Поэтому отклонять там куда-то вектор тяги - никакого смысла нет. И момента всегда от ГО хватает, даже на сверхзвуке, хотя фокус уходит назад, поскольку истребители на дозвуке статически неустойчивы. И уж точно не потребуется ещё и усилие от от изменения вектора тяги в помощь ГО...
И момента хватает, и все такое - но смысл есть. Другое дело, оправдан ли УВТ только этим. Разумеется, принимается во внимание весь комплекс преимуществ и недостатков.
P.S. Рома, кажется, тег [suр] не работает!