способ подготовки самолета к взлету со стартовой позиции авианесущего корабля

Формула изобретения

Способ подготовки самолета к взлету со стартовой позиции авианесущего корабля, включающий стопорение самолета на стартовой площадке авианесущего корабля, установление газоотражательного щита под углом 50-70° относительно поверхности палубы авианесущего корабля, вывод двигателей самолета на режим "полный форсаж", контроль готовности к взлету, передачу сообщения о готовности к взлету и снятие стопора самолета, отличающийся тем, что на самолете, оснащенном двигателями с поворотным соплом, после стопорения самолета включают режим управления поворотным соплом, отклоняют сопло вверх на угол 14-18°, выдерживают его на режиме "полный форсаж" в течение 0,7-1 с, после чего в течение 6-10 с уменьшают угол отклонения сопла до 6-9° и выдерживают его в этом положении 6-8 с, а в момент снятия стопора самолета возвращают сопло в нейтральное положение.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к области морской авиации и, в частности, к способам подготовки самолета к взлету со стартовой позиции авианесущего корабля.

Известен способ подготовки самолета к взлету со стартовой позиции авианесущего корабля, включающий стопорение самолета на стартовой площадке авианесущего корабля, установление газоотражательного щита авианесущего корабля под углом 60 градусов относительно поверхности его палубы, вывод двигателей самолета на режим “полный форсаж”, контроль готовности самолета к взлету, передачу сообщения об этой готовности и снятие стопора самолета [1].

В процессе подготовки самолета к взлету взаимодействие газового потока, выходящего из сопла двигателя, с плоским газоотражательным щитом, установленным под углом 60° к поверхности палубы авианесущего корабля, приводит к растеканию газового потока по всей поверхности щита с образованием боковых и обратного течений. Обратный газовый поток, протекающий под фюзеляжем, распространяется далеко вперед и засасывается воздухозаборником, приводя к неустойчивой работе двигателей самолета. Вместе с тем, на режиме “полный форсаж” вследствие попадания горячих газов на вход силовых установок имели место случаи потери газодинамической устойчивости двигателей.

Уменьшение угла наклона щита к поверхности палубы приводит к уменьшению угла натекания реактивных струй на щит, вследствие чего масса и скорость в обратном потоке по направлению к стартующему самолету снижаются. Так, например, при угле наклона щита до 40 градусов скорость обратного потока по сравнению с установкой под углом 60 градусов уменьшается в три раза.

Вместе с тем, уменьшение угла наклона газоотражательного щита к поверхности палубы приводит к образованию за щитом области пониженного давления, в которую устремляются горячие выхлопные газы, в результате чего за щитом образуется отрывная зона с сильным вихревым течением и повышенной температурой. Температура в воздухозаборнике самолета, стоящего за щитом, наклоненным под углом 40 градусов, по сравнению с углом установки 60 градусов увеличивается в четыре раза и значительно превышает допустимые нормы.

Задачей изобретения является обеспечение устойчивой работы двигателя в процессе подготовки самолета к взлету со стартовой позиции авианесущего корабля, за счет уменьшения обратного газового потока, без образования за газоотражательным щитом отрывной зоны с сильным вихревым течением и повышенной температурой.

Задача решается тем, что в способе подготовки самолета к взлету со стартовой позиции авианесущего корабля, включающем стопорение самолета на стартовой площадке авианесущего корабля, установление газоотражательного щита авианесущего корабля под углом 50-70 градусов относительно поверхности его палубы, вывод двигателей самолета на режим “полный форсаж”, контроль готовности самолета к взлету, передачу сообщения об этой готовности и снятие стопора самолета, для самолета, оснащенного двигателями с поворотным соплом, после его стопорения включают режим управления поворотным соплом, отклоняют сопло вверх на угол 14-18 градусов, выдерживают его на режиме полный форсаж в течение 0,7-1 секунды, после чего в течение 6-10 секунд уменьшают угол отклонения сопла до 6-9 градусов и выдерживают его в этом положении 6-8 секунд, а в момент снятия стопора самолета возвращают сопло в нейтральное положение.

Включение режима управления поворотным соплом обеспечивает возможность отклонения поворотного сопла двигателя самолета.

Отклонение сопла вверх на угол в интервале 14-18 градусов и выдерживание его на режиме полный форсаж в течении 0,7-1 секунды с последующим уменьшением в течение 6-10 секунд угла наклона сопла до 6-9 градусов и выдерживанием его в этом положении на протяжении 6-8 секунд обеспечивает уменьшение угла натекания газовой струи на газоотражательный щит.

Зависимость изменения угла натекания струи на газоотражательный щит в течение времени t определяется выражением

(t)=60°-(t), где

t - изменение времени на интервале от момента выхода двигателя на режим “полный форсаж” до момента снятия стопора самолета;

- угол отклонения сопла двигателя относительно вертикальной плоскости.

Уменьшение угла (t) на величину (t) приведет к снижению интенсивности и протяженности обратного газового потока, при этом температура в воздухозаборнике самолета, стоящего за щитом, не превысит допустимые нормы. В реальности, на современных самолетах максимальный угол отклонения сопла двигателя лежит в пределах 14-18 градусов.

Время нахождения сопла в отклоненном положении в зависимости от величины угла определяется допустимым уровнем нагрева элементов сопла. Чем больше угол отклонения сопла, тем меньше время его нахождения на этом угле. Так, на режиме “полный форсаж” время нахождения сопла на максимальном угле не должно превышать 1 секунды, а при уменьшении угла наклона сопла до 6-9 градусов оно увеличивается до 6-8 секунд.

Время уменьшения угла отклонения сопла с 14-18 градусов до 6-9 градусов в течение 6-10 секунд определяется техническими возможностями системы управления соплом.

Изобретение поясняется графически, где на фиг.1 представлена схема течения газовой струи двигателя, отраженной от газоотражательного щита, а на фиг.2 представлена циклограмма изменения угла отклонения сопла на временном интервале подготовки самолета к взлету.

Представленная схема наглядно показывает, что газовый поток, выходящий из сопла 1 двигателя самолета, отражаясь от газоотражательного щита 2, установленного под углом 60 градусов к поверхности палубы 3 авианесущего корабля, разделяется на обратный поток, проходящий под фюзеляжем 4 самолета, и веерный поток, отклоняемый вверх от щита 2.

Способ подготовки самолета к взлету со стартовой позиции осуществляют в следующей последовательности.

Самолет на режиме “малый газ” перегоняют с технической позиции на стартовую, на которой с помощью задерживающего устройства осуществляется его стопорение. Газоотражательный щит поднимают на угол 50-70 градусов по отношению к палубе авианесущего корабля. Летчик включает режим управления отклонением поворотного сопла. Поворотное сопло отклоняют на угол 14-18 градусов и выводят двигатель на режим “полный форсаж”, выдерживая сопло на этом режиме в течение 0,7-1 секунды, после чего в течение 6-10 секунд уменьшают угол отклонения сопла до 6-9 градусов и выдерживают его в этом положении 6-8 секунд. Далее проводят контроль готовности к взлету, и в случае готовности передают об этом сообщение. Самолет снимают со стопора, возвращая при этом сопло в нейтральное положение.

В конкретном примере при максимальном угле отклонения сопла, равном 14 градусов, отклонение сопла на временном интервале подготовки самолета к взлету производят в соответствии с приведенной на фиг.2 циклограммой.

Возможность осуществления изобретения обеспечивается за счет установки на самолет Су-33 двигателей АЛ-31ФП, имеющих поворотное реактивное сопло и позволяющих управлять вектором тяги. В настоящее время корабельный учебно-боевой самолет (КУБ-1) с двигателями АЛ-31ФП проходит летные испытания.

Изобретение позволяет обеспечить устойчивую работу двигателей самолета в процессе его подготовки к взлету со стартовой позиции авианесущего корабля за счет уменьшения обратного газового потока, исключая при этом превышение температуры за газоотражательным щитом выше допустимых норм.

Источники информации

1. А.Фомин “Су-27. История истребителя”. РА Интервестник, Москва, 1990 г.