1. Введение

Создание эффективной силовой установки является одной из сложнейших задач при проектировании ВС. Разновидности силовых установок, принципы их работы, их обслуживание - всё это перечисленное всегда вызывало у меня большой интерес. КСУ является весьма актуальной темой на сегодняшний день. Комбинированные силовые установки, функционирующие в различных режимах, позволяют существенно улучшить технико-эксплуатационные характеристики аэрокосмических систем.  Самолёты с такой силовой установкой нашли широкое применение в области гражданской и военной авиаций. Естественно воздушных судов, созданных по этой схеме множество. Среди десятков таких самолётов выбрать определённые ВС для научной работы оказалась задачей не из простых, т.к. все эти самолёты сыграли незаменимую роль для процветания и развития авиации всего мира! И вот те,  которые я включил в свою работу.

2.Основная часть

Применение КСУ при создании СВВП

У самолётов, выполненных по этой схеме, для создания вертикальной тяги, наряду с отклонением вектора тяги маршевых двигателей, используются подъёмные двигатели или установленные вертикально подъёмные вентиляторы. При этом возможен как газовый, так и механический привод вентиляторов. Наряду с созданием части подъёмной силы подъёмные агрегаты могут использоваться для разгона самолёта за счёт отклонения вектора тяги. Это позволяет улучшить характеристики переходных режимов. Для обеспечения управления стабилизации СВВП на переходных режимах в настоящее время применяются следующие способы реактивного управления, зависящие от количества и расположения двигателей на самолёте.В случае расположения двигателей или группы двигателей в районе центра тяжести, управление обеспечивается с помощью системы струйных рулей, представляющих собой либо реактивные сопла,либо управляющие вентиляторы, расположенные на концах крыла и фюзеляжа. Воздух для струйных рулей отбирается от двигателей или от специальных газо-генераторов. Стабилизирующие и управляющие моменты создаются за счёт дифференциального изменения площади сечения реактивных сопел и соответствующего расхода воздуха. Воздух для управления может отбираться как за компрессором, так и за турбиной.
Третий способ представляет собой комбинацию двух предыдущих и применяется, если двигатели расположены на одной из главных осей самолёта, но имеют большое плечо относительно его центра тяжести.
Мощность системы управления определяется, исходя из обеспечения потребных для приемлемой управляемости значений линейных и угловых ускорений, а также степени одновременности воздействия максимального управляющего момента по трём каналам управления. Методы проектирования СВВП с КСУ в основном не отличаются от методов проектирования обычных самолётов. Вместе с тем имеется ряд специфических особенностей проектирования СВВП, в основе которых лежат следующие причины.
Создание подъёмной силы, а также обеспечение работы системы управления на вертикальных и переходных режимах, требует определённых затрат мощности силовой установки и, следовательно, связано с увеличением веса конструкции, силовой установки и топлива. Для размещения подъёмных агрегатов на самолёте необходимы дополнительные объёмы, что может привести к ухудшению аэродинамических характеристик самолёта. Кроме того, специфика взлёта и посадки изменяет функции некоторых агрегатов СВВП. Например, к крылу не предъявляется требование создания большой подъёмной силы на малых скоростях.
В связи с разработкой самолёта имеющего комбинированную силовую установку возник ряд проблем. Это прежде всего проблема эрозии поверхности аэродрома. При вертикальном взлёте и посадке выхлопные струи двигателей, обладающие большой скоростью и температурой, разрушают поверхность аэродрома. Степень разрушения зависит от вида покрытия аэродрома, параметров струи, определяемых типом двигателя, и времени воздействия струи.
Также ещё одной проблемой, возникающей при создании СВВП с КСУ является проблема влияния на самолёт струй от подъёмных двигателей. Это влияние проявляется в следующем. При работе двигателя вблизи земли струя увлекает окружающий воздух, вследствие чего образуется вторичный воздушный поток, который, обтекая самолёт, порождает аэродинамические силы. Знак вторичной аэродинамической силы зависит от количества струй, их расположения на самолёте и расстояния среза сопла от поверхности земли.


 

 ВКС М-19.

ВКС М-19 был выполнен по аэродинамической схеме «несущий корпус».
   Стреловидность была выбрана из условия сохранения высоких несущих свойств аппарата при малом сопротивлении и аэродинамическом нагреве передних кромок на больших скоростях полета. Носовая часть корпуса имела эллиптические поперечные сечения с соотношением полуосей 1/4.
 Приемлемые характеристики устойчивости и управляемости во всем диапазоне скоростей полета на ВКС М-19 обеспечивалось использованием так называемого верньерного управления в продольном канале.
   Верньерные поверхности работали при больших, а основные поверхности крыла работали при малых значениях скоростного напора.
    Вертикальное оперение было выполнено двухкилевым, разнесенным по ширине кормовой части корпуса, для уменьшения эффекта «затенения» при полете на больших углах атаки.
  
    Основным проблемным вопросом создания ВКС М-19 было создание комбинированной силовой установки. На ней, как на главной идее, строилась концепция всего проекта. Схема силовой установки носила элементы новизны, и главное, с чем справились разработчики, это то, что был предложен специальный агрегат (теплообменник), благодаря которому радиоактивный контур был полностью изолирован, что исключало радиационное заражение атмосферы при включении двигателя у земли.
Кстати, идея подобной комбинированной силовой установки была запатентована; среди авторов изобретения были: В.М.Мясищев, Н.Д.Кузнецов, Н.Д.Барышов, А.А.Брук, М.А.Борчев, О.В.Гурко, И.М.Яцунский, А.Б.Чернышев.
    Комбинированная двигательная установка включала в себя:
маршевый ядерный ракетный двигатель (ЯРД) включая ядерный реактор с радиационной защитой;
    десять двухконтурных турбореактивных двигателей (ДТРДФ) с теплообменниками во внутреннем и наружном контурах и с форсажной камерой;
    гиперзвуковые прямоточные воздушно-реактивные двигатели (ГПВРД);
два турбокомпрессора для обеспечения прокачки водорода через теплообменники ДТРДФ;
распределительный узел с турбонасосными агрегатами, теплообменниками и вентилями трубопроводов, системы регулирования подачи топлива.
В качестве топлива для ДТРДФ и ГПВРД использовался водород, он же являлся и рабочим телом в замкнутом контуре ЯРД.
                                                       Режим подключения ЯРД
    Только по достижении заданных высокоскоростных параметров происходит включение ЯРД. В этих условиях отстреливается хвостовой обтекатель и заглушка горловины сопла маршевого ЯРД, включается ЯРД.
   
Исследуя концепцию ВКС с комбинированной ядерной установкой, разработчики прекрасно понимали, какие проблемы и трудности стоят на пути создания подобной системы.
    В том числе, одной из них было создание новых конструкционных материалов, и особенно проблематичным было получение материалов для создания активной зоны реактора и теплообменников.
   В качестве входного устройства силовой установки был выбран регулируемый многорежимный двухскачковый воздухозаборник.
    При полетах на гиперзвуковых скоростях воздухозаборники переключались на гиперзвуковой режим путем изменения площади горла и углов стенок каналов воздухозаборников за счет поворотных плоских рамп.
    Необходимо отметить, что при расчетах характеристик двигателя на турбопрямоточном, ракетно-прямоточном и гиперзвуковом режимах полета использовались результаты экспериментальных исследований, проведенных в ЦИАМ, ЦАГИ и ИТПМ СО АН СССР.
                                                                                                 

 

Самолёты Лавочкина.

Появление на фронте первых реактивных истребителей противника поставило перед конструкторами задачу создания отечественных реактивных самолетов. Так как турбореактивного двигателя в СССР еще не было, увеличить скорость существующих самолетов предполагалось за счёт комбинированной силовой установки самолета, что означало оснащение поршневого самолета жидкостно-реактивными (ЖРД) и прямоточными воздушно-реактивными (ПВРД) ускорителями. Пульсирующие ВРД (ПуВРД) в СССР появились позже с получением немецких трофейных образцов.

Работы в этом направлении начались в 1944 г., одновременно под руководством С.П.Королева в Казани (за основу был взят Ла-5ФН) и в филиале ОКБ Лавочкина под руководством С.М.Алексеева.

Первым полуреактивным самолетом ОКБ Лавочкина стал экспериментальный Ла-7Р с ускорителем ЖРД РД-1 конструкции В.П. Глушко. Самолет прошел заводские испытания, выявившие ряд особенностей эксплуатации установки ЖРД ускорителя.
В 1945 г. был создан второй экспериментальный самолет "120Р" с жидкостно-реактивным ускорителем РД-1ХЗ также конструкции Глушко. Испытания показали, что прирост скорости при включении ускорителя превышает 100 км/ч.
После окончания Второй мировой войны и с началом войны "холодной" при отсутствии в СССР реактивных истребителей для борьбы с бомбардировщиками вероятного противника было решено продолжить разработку истребителей с комбинированной силовой установкой.
Альтернативой ЖРД могли стать прямоточные воздушно-реактивные двигатели (ПВРД). В 1946 г. был разработан проект оснащения самолета Ла-7 двумя ускорителями ВРД-430 конструкции М.М. Бондарюка. Этот самолет был выпущен под обозначением "126-ПВРД" (заводской индекс "164"). Заводские испытания самолета, проведенные в июне-сентябре 1946 г., показали, что скорость полета возрастает при включении ПВРД приблизительно на 100 км/ч. Простота эксплуатации машины и пилотажные характеристики с работающими ускорителями послужили поводом для рекомендации установить ПВРД-430 на перспективный истребитель "130" (серийное наименование - Ла-9).
  С появлением реактивных самолётов работы над самолетами с комбинированными силовыми установками были прекращены.
             

 

 Экспериментальный истребитель-перехватчик  Су-7

Су-7— экспериментальный истребитель-перехватчик, построенный в единственном экземпляре в 1944 году на базе Су-6 одноместного, но без бронекоробки, с теми же контурами и размерами. Предназначался для испытаний ЖРД.

В письме А.С. Яковлева датированном июлем 1944 г., со ссылкой на приказ наркома авиационной промышленности от 5 июля 1944 г., Сухому предлагалось в месячный срок разработать и представить эскизный проект высотного истребителя.

Практический потолок самолёта должен был составлять 15000 метров, рабочая высота барражирования - 14000 метров с запасом вертикальной скорости на этой высоте 4 м/сек. Время барражирования не менее 1,5 часов. Максимальная скорость на высоте 12000-14000 метров должна быть 670 км/ч. Вооружение пушка калибра 20 мм с боезапасом 120 снарядов. Необходимо было предусмотреть постановку на самолёте второй пушки с тем же боезапасом. При проектировании в первую очередь необходимо было обратить внимание на обеспечение требования по потолку и времени барражирования.

В результате появился Су-7 , опытный  истребитель-перехватчик, модификация штурмовика Су-6 одноместного, но без бронекоробки, с теми же контурами и размерами. Силовая установка - комбинированная: двигатель - АШ-82ФН с двумя турбокомпрессорами ТАК-3 и ракетным ускорителем РД-1-Х3 В.П.Глушко. Тяга его - 300 кгс при расходе топлива (керосин и азотная кислота) 1,6 кг/с. РД устанавливался в крайней хвостовой части фюзеляжа, горючее - за кабиной летчика. Полетная масса стала 4360 кг. Вооружение: три пушки калибра 20 мм (370 снарядов).
Опыт использования на боевых самолетах ВРД- и ЖРД-ускорителей в комбинации с поршневыми двигателями выявил их полную бесперспективность для массового применения в авиации. Наиболее реальным, отвечавшим требованиям дальнейшего роста высот и скоростей полета, становился турбореактивный двигатель.



 

Сверхзвуковой истребитель Е-50

Проектирование одноместного сверхзвукового истребителя Е-50 с комбинированной силовой установкой  началось в 1954 году. Создание истребителя велось на основе Е-2.
Крыло имело стреловидность 55 градусов, не имело предкрылков и было снабжено аэродинамическими гребнями. Фонарь,горизонтальное и вертикальное оперение - по типу Е-2. В качестве основного двигателя применяли РД-9Е, а в качестве ракетного ускорителя - жидкостный реактивный двигатель С-155 конструкции Л.С.Душкина.
ЖРД расположили над основным двигателем в основании киля, его сопло находилось под рулём направления. Топливная система состояла из трёх баков с керосином для ТРД и трёх групп баков для ЖРД. Каждая группа баков питания ракетного ускорителя включала ёмкости для горючего, кислоты и перекиси водорода.
Практически весь полет, включая взлет и посадку, осуществлялся с помощью ТРД и лишь этап перехвата противника - с использованием ЖРД. Не исключалась возможность применения ЖРД в качестве ускорителя на взлете, и такие опыты проводились.
Специально сконструированная воздушная система обеспечивала управление запуском ЖРД, подачу горючего и окислителя.
Первый полет на самолёте Е-50-1 выполнил летчик-испытатель В.Г.Мухин 9 января 1956 г. Первый полёт с включённым ЖРД состоялся 8 июня 1956 года. Заводские испытания самолёта продолжались по 14 июля 1956 года. Всего на Е-50-1 было выполнено 18 полётов. Испытания Е-50-1 были прекращены из-за разрушения самолёта на посадке.
 Модификацию этого самолета Е-50А с РД-11 и ЖРД С-155 под названием МиГ-23У также решено было строить серийно с 1957 г., однако, как и в случае с Е-2А (МиГ-23), реализована эта идея не была.

А-40, противолодочный самолёт амфибия. "Альбатрос"

Создание самолёта-амфибии А-40 "Альбатрос" началось в 1983 г. в Таганрогском авиационном научно-техническом комплексе (ТАНТК) им. Г.М. Бериева под руководством главного конструктора А.К. Константинова. Первый полёт с аэродрома состоялся в декабре 1986 г., с водной поверхности – в 1987 г. На опытном образце этого самолёта еще в ходе летных испытаний было установлено 140 мировых рекордов.

На самолёте установлена комбинированная силовая установка. В качестве маршевых двигателей используются два турбореактивных двухконтурных двигателя Д-ЗОКПВ (2х12000 кгс). Двигатели расположены над обтекателями основных стоек шасси так, что крыло защищает их воздухозаборники от попадания воды при взлёте и посадке. Для дополнительной защиты двигателей от попадания в них воды используются брызгоотражатели, установленные по бортам фюзеляжа в носовой части и перед реданом.

Для улучшения характеристик самолёта при взлете с водной поверхности он оснащен двумя стартовыми турбореактивными двигателями РД-38А, установленными под двигателями главной силовой установки в обтекателях основных стоек шасси. Тяга каждого из них составляет-2750 кгс.

Самолёт оснащен системой дозаправки топливом в воздухе с топливоприемной штангой, расположенной сверху носовой части корпуса.

 КСУ на истребителе И-250

Работы по созданию экспериментального истребителя с комбинированной силовой установкой начались  в ОКБ А.И. Микояна.В соответствии с постановлением ГКО от 22 мая 1944 г. Первый летный экземпляр самолета, получившего название И-250, был передан на заводские испытания в феврале 1945 г. Для их проведения назначили летчика-испытателя А.П. Деева и ведущего инженера В.Н. Сорокина.
    Комбинированная силовая установка И-250 состояла из двигателя ВК-107А мощностью 1650 л. с. и ускорителя ВРДК, созданного в ЦИАМ К.В. Холщевниковым. Вооружение состояло из трех 20 мм пушек Б-20 (боезапас по 100 патронов).
    3 марта 1945 г. И-250 совершил первый полет. Однако 5 июля 1945 г. при выполнении очередного испытательного полета первый экземпляр И-250 потерпел катастрофу, в которой погиб летчик-испытатель А.П. Деев. Из-за большой перегрузки разрушился стабилизатор. Летчик покинул самолет, но из-за малой высоты купол парашюта наполнился слишком поздно, не успев погасить скорость падения пилота.
  

Последний самолёт с КСУ.

Як–141 стал последним самолётом с комбинированный силовой установкой. Самолёт создавался для замены Як–38, и должен был обеспечить морской авиации новые возможности, будучи сверхзвуковым, высокоманевренным самолётом, способным нести большую боевую нагрузку. Перед разработчиками стояла все та–же проблема отсутсвия специализированного двигателя наподобие Rolls–Royce „Pegasus", поэтому по–прежнему использовалась схема с подъемными двигателями. 9 марта 1987 года самолёт совершил первый полёт. Было построено два прототипа, один из которых разбился при посадке на авианосец «Адмирал Кузнецов» в октябре 1991 года. В 1991 году самолёт совершил ряд рекордных полётов, в частности разогнавшись до скорости 1.7 Маха. В том–же году программа была закрыта из–за недостатка средств.

                                                                       

 

3.Заключительная часть

В заключении особо хочу отметить тот факт, что КСУ имеет ряд следующих недостатков: рост стоимости и сложности самой конструкции и её эксплуатации; снижение надёжности; перерасход топлива на взлёт и посадку; увеличение миделя из-за огибания воздушными каналами маршевого двигателя отсека подъёмных двигателей;увеличение массы и связанное с ним ухудшение характеристик; трудности с размещением баков в фюзеляже —вот только основные из них.

источники:
1)"Проектирование самолётов"-А.А.Бадягин,С.М.Егер,Н.А.Фомин,Ф.И.Склянский,В.Ф.Мишин
2)aviaport.ru
3)airportbaku.com
4)www.testpilot.ru
5)www.avia-su.ru
6)www.arms-expo.ru
7)www.crown-airforce.narod.ru
 <