Істотну проблему при проектуванні літака вертикального злету і посадкипредставляет вибір типу воздухозаборников, що повинні удолитворять вимогам, що відносяться до принципово різних режимів польоту. Однієї з труднощів є запуск піднімальних двигунів у горизонтальному польоті при позитивних кутах атаки фюзеляжу, оскільки в районі воздухозаборника створюється розрядження, а в районі сопла - підвищений тиск. Задача зважується за допомогою великих щитків, розташованих на верхній і нижній поверхнях фюзеляжу, що викликають рух рух повітря, сприятливий для роботи двигунів. Воздухозаборники основних подъёмно - маршових двигунів розраховані на сверхзвукавую швидкість польоту, тому на зльоті і посадці виявилося необхідним застосування додаткового воздухозаборника, що утвориться при видвижениипередней частини гондоли вперед одночасно з випуском щитків і шасі. Щілина, створювана при цьому на поверхні гондоли, збільшує площа перетину воздухозаборника і сприятливо впливає на розподіл швидкості і тиску повітряного потоку на вході в компресор навіть при сильних горизонтальних поривах вітру.
| Принцип дії ежекторной системи |
У смолёте XFV-12A фірми "Норт Америкен" використовується явище ежекції, тобто усмоктування навколишнього повітря каналами, распложенними в крилах і горизонтальному оперенні, під дією струменя газів, що виходять з турбовентиляторного двигуна. На режимах висіння і польоту з малою швидкістю керування літаком здійснюється за допомогою чотирьох працюючих независими ежекторів, що створюють реактивну піднімальну силу різної велечини. При горизонтальному польоті двигун працює, як у звичайному польоті, а при зависанні і польоті з малою швидкістю весь струмінь вихідних газів направляється в ежектори.
Реактивна піднімальна сила ежекторів зростає завдяки захоплення повітря газавой струменем. Вследствии змішання цих потоків (у відношенні 7,5:1) швидкість і температура газовоздушной суміші на виході з ежектори зменшуються, а тяга зростає приблизно на 50%. Использований у цьому літаку принцип ще мало вивчений, незважаючи на проведені в останні роки в NASA літні іспити модифікації літака DHC-8A "Буфало" фірми "Де Хевеленд Канада", постаченого реактивними закрилками (дані літних іспитів якого значно відрізняються від результатів аеродинамічних розрахунків і продувок). При створенні ежекторной системи були використані дослідження фірми "Локхид", на досвідченому літаку якої XV-4A "Колибри", совершившем перший поле в 1962р., піднімальна сила створювалася в результаті ежекції повітря струменем від двох турбореактивних двигунів. Однак аеродинаміка цього літака була інший, тому що ежектори, що знаходяться в середній частині фюзеляжу, не впливали на обтікання крила і горизонтального оперення і не використовувалися для керування літаком.
Згідно опублікованим даної, цей літак має наступні переваги:
-схема "утоку" із крило і горизонтальне оперення, постаченим ежекторами, дозволяє вчасно вертикального злету і посадки велику піднімальну силу;
-наявність загальної системи керування піднімальною силою, тягою двигуна і літака забезпечує простоту переходаиз режиму висіння в горизонтальний політ з М-2
-велике значення коеффициента піднімальної сили в облости задньої крайки крила й оперення, сприятливий характер обтікання (від дії ежекторів) на верхній поверхні на перехідних режимах польоту;
-дуже короткий розбіг, що дозволяє підвищити вантажопідйомність;
-використання щитків ежекторів як керуючих поверхонь і аеродинамічних гальм, що сприяє зменшенню маси літака і спрощує подовжнє керування;
- габарити двигуна складають менш 2/3 габаритів використаних раніше піднімальних двигунів
- шляхова стійкість і керованість завдяки великій поверхні гальмових щитків і стабілізаторів близька до анолагичним параметрів сучасних літаків класичної схеми.
Крім специфічної системи рухової установки літаки ВВП характеризує ще одна відмітна риса, а саме необхідність доповнювати схему аеродинамічного керування іншими пристроями, що забезпечують керованість літака при польоті з малою поступальною швидкістю. У літаках "Міраж", наприклад, застосована струминна система керування з 10 соплами, через які під тиском випускається повітря, створюючи реактивну силу регульованої величини. Повітря забирається з компресорів піднімальних двигунів і направляються по спеціальних каналах у сопла, що знаходяться в передній і задній частині фюзеляжу (керування по тангажу), на кінцях крила (керування креном) і з двох сторін кола (керування рисканьем).
У літаку Vj-101Cтяга двигунів регулюється. Ручка керування з'єднана безпосередньо з важелем газу двигунів, тому при зависанні висота регулюється зміною тяги всіх двигунів. Необхідні кути чи крену атаки досягаються диференціальною зміною тяги двигунів при відхиленні ручки керування у відповідну сторону. подовжнє керування здійснюється збільшенням тяги двигунів у гондолах і одночасно зменшенням тяги фюзеляжних чи двигунів навпаки. Поперечне керування виробляється шляхом диференціальної зміни тяги двигунів у гондолах (при цьому зміна тяги фюзеляжних двигунів не має значення). Шляхове керування забезпечується за допомогою педалей, що здійснюють поворот гондол для створення необхідного моменту. З метою зменшення впливу велечини тяги на стійкість літака застосовується система механізмів, що змінюють кутову швидкість повороту гондол за законом косинуса; для зменшення подовжнього моменту від фюзеляжних двигунів (при перехое гондол у горизонтальне положення) виробляється зменшення їхньої тяги по синусі кута повороту гондол.
Прийнята схема забезпечує автоматичний перехід літака з режиму висіння в горизонтальний політ. При досягненні висоти 25-30 м натискання кнопки на важелі газу надає руху системі повороту гондол (на початку зі швидкістю 2 градуси в с., а через 35-40з пілот може збільшити її до 4 градусів у секунду), що викликає зменшення вертикальної і збільшення горизонтальної складової тяги. Перехід до горизонтальнуму польоту звичайно займає ~ 55 c, літак за цей час пролітає 1600 м і досягає швидкості 70 м/с. При посадці пілот випускає спочатку гальмові щитки, потім шасі і включає обох піднімальних (фюзеляжних) двигунів. При переході гондол у вертикальне положення збільшуються тяга фюзеляжних двигунів і вертикальна складова тяги двигунів у гондолах. Остаточне гальмування до нульової швидкості виробляється шляхом збільшення кута атаки. Звичайно процкс посадки триває ~ 60 з, при цьому літак пролітає відстань ~ 2300 м.
З представленої понеобходимости коротко проблеми вертикального злету і посадки видно, що літаки ВВП мають дуже складну рухову установку і систему керування. Випливає при цьому нагадати, що максимальна тяга двигунів необхідна у воремя злету і посадки, а не на основних етапах польоту, для яких призначається велика частина палива. Застосовувані рухові і керуючі системи, а також особливості техніки пілотування не тільки ускладнюють обслуговування й експлуатацію, але і вимагають підвищеного рівня навчання летно - технічного складу. Незважаючи на ці недоліки, літаки ВВП можуть служити важливим доповненням до звичайних літаків, тому що їхня поява і розвиток є наслідком пошуків оптимальних рішення задач, продиктованих збільшенням діапазону приминения авіації. Поновлення досліджень надзвукових літаків ВВП свідчить про тім, сучасний технічний рівень досить високий для створення надійного, малоуразливого літака такого типу з високими експлуатаційними якостями. Незважаючи на високу вартість, у деяких випадках використання літака ВВП може виявитися найбільш економічним і унивирсальним транспортним чи засобом зброєю, ніж звичайний чи літак вертоліт.