Alexey Shiukov (veya Gürcüce'de Shiukashvili) 1893'te Tiflis'te doğdu. Babası okur-yazar bir adamdı, avukattı ve oğluna iyi bir eğitim vermeye çalışıyordu. Bolşeviklerin gizli toplantıları sıklıkla evlerinde yapılıyordu, bu nedenle Alyosha, çocukluğunda bile Transkafkasya'nın birçok ünlü devrimcisini - Soso Dzhugashvili, Ordzhonikidze, Makharadze - gördü. Alexey henüz çok gençken Zeplin hava gemileriyle, Lilienthal'in biyografisiyle ve tabii ki ilk uçaklarla ilgileniyordu. Davranışı gözlemledikten sonra büyük kuşlar Doğada çocuk kendi uçan makinelerini tasarlamaya başladı. Bunlardan ilki, havalanmaya çalışırken kas ünitesinin çarpmasıdır. Sonra Alexey bir planör yapımına geçmeye karar verir. 5 Mayıs 1908'de on beş yaşındayken ünlü uçuşunu gerçekleştirdi. Sabahın erken saatlerinde Mahata Dağı'nda Alexey, arkadaşlarıyla birlikte çift kanatlı bir planör aldı ve başını ve omuzlarını alt kanattaki deliklere sokarak payandaları yakaladı ve aşağı koştu. Planör havalandı ve yerden dört metre yükselerek yamaç boyunca yaklaşık yüz adım uçtu, ardından başını sallayarak oturdu. Bu, ülkemizde planörle yapılan ilk başarılı serbest uçuştu.

Tiflis gazeteleri “uçan okul çocuğu”ndan söz ediyordu. Eğitim kurumunun kızgın mütevelli heyeti, Alexei'nin babasını aradı ve "öğrencinin çirkin, uygunsuz uçuş numaralarından" bahsederek ondan bir seçim yapmasını istedi ve şöyle dedi: "Uçmak öğrencilerin işi değil. Ve bu nedenle - ya bir spor salonu ya da havada sirk gösterisi. Baba, ona hakkını vermeliyiz, ikinciyi seçti ve Lesha final sınavına dışarıdan öğrenci olarak girdi.

Bundan sonra Shiukov tasarımı geliştirmeye devam etti. uçak ve pilotluk sanatını geliştirin. Kısa süre sonra 75 metre yüksekliğindeki bir uçurumdan başarıyla atladı ve çeyrek kilometrelik bir mesafe uçtu. Gazetelerde makaleler ve öyküler yazmaya ve işçi çevrelerinde konuşmalar yapmaya başladı. Henüz yetişkinliğe ulaşmamış olan Alexey, Kafkas Havacılık Dairesi'ne kabul edildi. Aynı zamanda havacılıkla ilgili kitaplar okumaya da devam ediyor. Her şey için feci bir zaman eksikliği var, Shiukov geceleri çalışıyor ve hayatı boyunca neredeyse koşmak gibi maksimum hızda yürüme alışkanlığını geliştiriyor. Babamın mütevazı maaşı uçak yapımı için malzeme almaya zar zor yetiyor. Alexey, gönüllülerin yardımıyla beşinci çalışmasını inşa ediyor - kanadın önündeki yatay kuyruk nedeniyle "Canard" (Fransızca - "Ördek") adı verilen tek kanatlı bir planör.

Demiryolu atölyelerindeki işçiler gerekli tüm metal parçaları taşlıyor, tekerlek yayları bir araba üreticisi tarafından yapılıyor ve tanıdık bir marangoz kanatların gerilmesine yardımcı oluyor. Kazada hasar gören uçağın elli beygir gücündeki motoru sökülerek onarıldı. 1912 baharında, hemen kazayla sonuçlanan test uçuşları başladı. Bundan sonra Alexey, burun tekerleği, kanatçıklar, yüzer asansörler ve omurga ekleyerek tasarımda bazı değişiklikler yaptı. Kalkış koşusu 40 metre, koşu mesafesi 30 metre, uçuş hızı yaklaşık 100 km/saat oldu ve uçağın havadaki stabilitesi iyileştirildi. Modernizasyonun ardından uçağa “Canar-1 bis” adı verildi. Shiukov onunla otuzdan fazla uçuş yaptı. Motorun zayıf olması nedeniyle uçuş süresi sekiz dakikayla, irtifa ise yüz metreyle sınırlıydı. Aynı yıl Odessa'da Alexey, polisin diploma olmadan halka açık uçuşlara izin vermemesi nedeniyle resmi olarak pilot havacı sertifikasını aldı. İlk uçağın inşası sırasında kazanılan deneyimi dikkate alarak, 1914'te Shiukov, aynı tasarıma sahip, ancak zaten askeri bir amacı olan, seksen beygir gücünde bir motora sahip ikinci bir uçak geliştirmeye başladı. Buna “Canar-2” adı verildi ve makineli tüfek ve görüş montajı anlamına geliyordu. Uçağın inşası Birinci Dünya Savaşı'nın başlamasından bu yana hiçbir zaman tamamlanamadı. Dünya Savaşı ve Alexey onu gönüllü olarak orduya almak için bir dilekçe sundu. Bu zamana kadar Rus çarlık hükümeti havacılığın önemini çoktan anlamıştı. Özel Eğitim kurumları Aceleyle pilotları hazırlıyorlardı. Shiukov, askeri pilot olarak yeniden eğitim almak üzere Gatchina Havacılık Okuluna gönderildi.

Bir senkronizörün ortaya çıkışı - bir makineli tüfeğin bir sonraki her atışta yalnızca namlu ağzının önünde pervane kanadı olmadığı anlarda ateş etmesine izin veren bir mekanizma - yeni bir havacılık türü savaş uçağının ortaya çıkmasına yol açtı. Havada zafer sayısı beş, on veya daha fazla olan pilotlar hızla ortaya çıktı. Fransızların hafif eliyle onlara "as" denmeye başlandı. Yerli aslarımız, çok daha kötü koşullarda, daha kötü uçaklarda, zayıf silahlarla veya hiç silahsız savaştıklarından Alman veya Fransız pilotlara göre daha az zafer elde etti. Birinci Dünya Savaşı'nın en iyi havacılarından biri Kaptan Evgraf Nikolaevich Kruten'di. Shiukov ve Kruten, Gatchina okulunda yakın arkadaş oldular ve daha sonra Evgraf Nikolaevich, gönüllü Alexei'nin cepheye gönderilmeden önce ünlü 2. Avcı Hava Grubuna atanmasını ayarladı.

Shiukov daha sonra şunları yazdı: "Ön hat havacılığı bir sergi salonu gibiydi: Fransız Farmanlar, İngiliz Sopwith'ler ve hatta ele geçirilen Alman Albatrosları vardı." Ve elbette Rus "anatraları" ve "kuğuları". Uçaklara yama yapıldı... Kırık lastikler paçavralarla dolduruldu. Görüş yerine uçağın yanlarına çivi çakıldı ve mesafe gözle belirlendi. Motorların durmasına neden olan normal yakıt yoktu ve tanklarını sık sık eterle dolduran pilotlar, bu dumanları soluyarak uçuşlardan yarı sarhoş olarak döndüler. Yeterli bomba yoktu ve insan gücüne "oklar" atıldı - 15 santimetre uzunluğunda, bir tarafı sivri, diğer tarafı dengeleyici gibi işlenmiş demir çubuklar. Bu oklar pilotun elinde açık bir kutuda tutuluyordu. Biniciye çarpan böyle bir "ok" hem onu ​​hem de atı deldi. Bazen bomba yerine demir kutular ve delikli teneke kutular atmak gerekiyordu. Korkunç bir ıslık sesiyle yüksekten düşerek düşman birlikleri arasında paniğe neden oldular.”

AV. Shiukov "Ördek" uçağında

Evgraf Nikolaevich'in önderliğinde önce izci, sonra savaşçı olarak savaştı. 200'den fazla savaş görevine katıldı, birçok hava savaşına katıldı, bir Alman uçağını düşürdü ve bir hava kazasından sonra kraniyotomiden başarıyla kurtuldu. Shiukov, Birinci Dünya Savaşı'nda Aziz George Şövalyesi ile ödüllendirilen birkaç pilottan biri oldu. Komutanı Kruten, olağanüstü bir hava muharebesi teorisyeni ve uygulayıcısı olduğunu gösterdi. Alman pilotlar, gövdeye boyalı eski bir kask içindeki Rus kahramanı tarafından tanınabilen bir uçaktan korkuyordu. Evgraf Nikolaevich, 1917 baharında, yakıtı neredeyse bitmek üzereyken ve motor durduktan sonra havaalanına doğru süzülerek aptal bir kaza sonucu öldü. İniş yerinin yanından geçen Kruten, kanadı çevirerek oraya geri dönmeye karar verdi. Bu sırada motor bir saniyeliğine tekrar çalışmaya başladı. Pilotun tüm hesaplamaları ihlal edildi ve uçak yere düştü. Birkaç dakika sonra, enkazın altından zorlukla çıkarılan kahraman, Alexei Shiukov'un kollarında öldü.

Bu olay gerçekleştikten hemen sonra Ekim Devrimi. Sovyet gücünün tarafını seçen Alexey, diğer pilotlarla birlikte Moskova'ya geldi. 1918 kışında, Batı Cephesi'nin havacılık müfettişi Vasily Jungmeister, Shiukov'larla birlikte, saldırı öncesinde insanların ve uçakların Belarus'tan çıkarılmasını sağladı. Alman birlikleri. Daha sonra Alexey, Moskova Bölge Koleji'nin Hava Filosu Yönetimi bölümlerinden birinin başına atandı. Eylül 1918'de Shiukov tarafından geliştirilen proje, tüm Kızıl Ordu pilotlarının eylemlerini sonuna kadar koordine eden Saha Havacılık Müdürlüğü ile cephelerin ve orduların Havacılık Müdürlüğü'nün oluşturulması konusunda yürürlüğe girdi. İç savaş.

1919'da Şiukov Bolşevik Parti'ye katılmak için başvurduğunda, Leon Troçki, disiplini ihlal eden kişilerin yargılanmadan olay yerinde infaz edilmesine karşı yaptığı protestolara karşı çıktı ve Şiukov'u turp olarak nitelendirdi: "Dışarısı kırmızı, içi beyaz." Alexey partiye ancak II. Dünya Savaşı'ndan önce katıldı.

İÇİNDE sonraki yıllarŞiukov, Doğu ve Türkistan cephelerinin, Moskova'nın ve diğer askeri bölgelerin havacılığına komuta etti ve Aeroflot'un kuruluşuna katıldı. Arbat'taki Ana Askeri Hastanede tedavi sırasında Shiukov'a yanlışlıkla arsenik enjeksiyonu yapıldı. Kan pıhtılaşmaya başladı ama onu son anda kurtarmayı başardılar. Daha sonra 35 yaşında sağlık nedenleriyle yedekte emekli oldu. Bildiğiniz gibi Stalin, devrimden önce Gürcistan'da kendisini tanıyan herkesi yok etti. Aynı yerde, Ana Askeri Hastanede, Alexei'nin zehirlenmesinden bir süre sonra iki görevlinin onu bir yastıkla boğmaya çalışmasının nedeni bu olabilir. Ancak beklenmedik derecede güçlü olan genç adamla baş edemediler. Bir süre sonra Alexey gece tutuklandı ve Lefortovo'da infaz edilmeyi bekleyerek birkaç hafta geçirdi. Eski ön cephe arkadaşları ona yardım etti. Bundan sonra Şiukov sırtı dönük oturmaktan hoşlanmadı. açık kapı veya pencere ve kalabalık ulaşım araçlarına binemedim. Bunun için onu akıl hastanesine yatırmaya çalıştılar ama bir sonuç çıkmadı.

Büyük sırasında Vatanseverlik Savaşı Alexey Shiukov, Zhukovsky Hava Kuvvetleri Akademisi'nde taktik dersleri verdi, Hava Kuvvetleri Ana Müdürlüğünde ve Hava Savunma Kuvvetlerinde çalıştı. 1948'de albay rütbesiyle yedeğe emekli oldu. Alexey Vladimirovich, havacılık ve uçak mühendisliği teknolojisinin savaşta kullanımı üzerine düzinelerce kitap yazdı; bunların en ünlüleri "Havada Savaş" ve "Havacılığın Temelleri". Sivil ve sivil alanda onlarca buluşun yazarıdır. askeri havacılık. Zaten doksanlı yaşlarında olan Shiukov'un, 1976 yılında Moskova kulübü Hang Glider'ın antrenmanlarına katıldığı, Rogallo kanadıyla ilgilendiği ve hatta kendi üzerinde test etmeye çalıştığı belirtiliyor. 9 Aralık 1985'te öldü ve Moskova'daki Vagankovskoye mezarlığına gömüldü. Son yıllar Alexey Vladimirovich hayatı boyunca en sevdiği beyin çocuğu olan volan üzerinde çalıştı. Doğanın kendisi de evrim sürecinde bu noktaya ulaştığından, daha kusursuz bir şey yaratmanın imkansız olduğuna inanıyordu.

Yuri Gagarin, volan fonunda birlikte çektikleri bir fotoğrafın üzerine şunları yazdı: "Alexei Vladimirovich'e, kuşunuzun uçması ve daha da gelişmesi dileğiyle."

Moskova havacılık enstitüsü(devlet teknik üniversitesi)

RASYONELİN ARAŞTIRILMASI VE ARAŞTIRILMASI

SÜPERSONİK DURDURUCU DÜZENLERİ

“DUCK” AERODİNAMİK YAPILANDIRMASINA GÖRE ÜRETİLMİŞ YENİ NESİL

Modern bir avcı-önleme uçağı yaratma sürecinde tasarımcı, verilen teknik özellikleri karşılayan bir uçak tasarlamak gibi zor bir görevle karşı karşıyadır:

· ses altı ve ses üstü seyir modlarında uzun pratik uçuş menzili;

· tüm hava meydanı sınıflarında operasyon imkanı;

· düşük radar ve termal iz;

· uçağın iç bölmelerine silah yerleştirme yeteneği;

· artırılmamış motor çalışma modunda süpersonik seyir hızı;

· süpersonik hızlarda manevra yapma yeteneği;

· yüksek savaş etkinliği;

· Yeniden uçuşa hazırlanmak için gereken minimum süre.

Geliştirilmekte olan uçağı yaratmanın temel amacı, belirtilen tüm spesifikasyonları maksimum düzeyde karşılayan bir aerodinamik konfigürasyon elde etmektir. Bu çalışmada, tek bir uçağın yerleşim düzeninde birleştirilmeye çalışılmaktadır. optimal çözümler Hem ses altı hem de ses üstü uçuş bölgelerinde yüksek aerodinamik özellikler sağlar.

Aşağıda rasyonel bir düzen örneği verilmiştir süpersonik uzun menzilli başıboş önleyici(SDBP), “ördek” desenine göre yapılmıştır.

Ön yatay kuyruk düzenine (FH) sahip olan SDBP varyantı için kanard aerodinamik konfigürasyonunun ana avantajı, bu uçak için seyir modları olan süpersonik uçuş modlarında aerodinamik odakta daha küçük bir kaymadır. Bunun nedeni, bu uçuş koşulları altında PGO'nun kütle merkezinin önünde bir kaldırma kuvveti oluşturması ve dolayısıyla odağın geriye doğru kaymasını azaltması nedeniyle meydana gelir. Ayrıca, kanard tasarımı kullanıldığında, kanadın üst yüzeyi boyunca PGO ile uç girdaplarının geçişi nedeniyle kanat etrafındaki akış koşulları iyileştirilir. Bu sayede kanat sınır tabakasının tahribata karşı direnci artar ve kanadın izin verilen hücum açıları artar.

Genel form SDBP Şekil 2'de gösterilmektedir. 1, düzen - Şekil 2'de. Uçağın daha kapsamlı bir resmi için Şekil 1'de yer almaktadır. Şekil 3 üç boyutlu modelini göstermektedir.

Pirinç. 1. Uçağın genel görünümü

Pirinç. 2. Uçak düzeni

Pirinç. 3. 3 boyutlu uçak modeli

Tasarlanan SDBP, parazitin azaltılması, gövdenin yük taşıma özelliklerinin arttırılması ve yakıt ve silahların yerleştirilmesi için iç hacimlerin arttırılması nedeniyle entegre bir devre kullanılarak yapılmıştır.

Ön gövdenin kesiti, yarım daire biçimli üst ve alt yüzeylerden neredeyse düz yan yüzeylere geçiş yaptığı için keskin kenarlı düzleştirilmiş bir şekle sahiptir. Bu, ilk olarak, ışınların düz yan yüzeylerden yeniden yansıması nedeniyle gövdenin yan düzlemdeki görünürlüğünün azaltılmasına ve ikinci olarak, burun etrafından akarken akış iki yöne bölünür: üst kısmın etrafından akması ve gövdenin alt kısımları. Ön gövdenin yarım daire şeklindeki üst yüzeylerinden geçişte keskin kenarların kullanılması, bu geçiş bölgelerinde simetrik girdapların oluşmasını mümkün kılmaktadır. Bu, yüksek hücum açılarında SDBP'nin stabilitesinin arttırılmasına ve kanat kanadının üst kısmı etrafında uygun bir akış modelinin elde edilmesine yardımcı olur.

Gövdenin orta kısmında silah bölmeleri bulunmaktadır. Bölme kapıları kılavuz raylar boyunca içeriye doğru açılır. Bu karar, kapılar akışa açıldığında uçağın yıkanan yüzeyinin keskin bir şekilde artması ve uçağın genelinde keskin bir basınç yeniden dağılımının meydana gelmesinden kaynaklanmaktadır. Bu, füze fırlatırken kabul edilemez olan yön stabilitesinde bir bozulmaya neden olur. Elbette, dikey kuyruk alanının arttırılmasıyla pist stabilitesi iyileştirilebilir, ancak bu çözüm, uçağın kütlesinde bir artışa ve uçağın hacminde ve yıkanmış yüzeyinde bir artışa yol açacaktır.

SDBP gövdesinin kuyruk kısmı düzleştirilmiş bir koni şeklindedir. Bu form en düşük dirence sahip olduğu için idealdir. Kuyruk bölümünde iki bölüm şeklinde asansör bulunmaktadır. Birinci bölüm, ikinci bölümle birlikte saptırıldığında dümene parabolik bir şekil verir, ikincisi ise akışı durdurmadan dümenin 45°'ye kadar açılarda saptırılmasına olanak tanır. İniş sırasında direksiyon simidi 70°'lik bir açıyla yukarı doğru eğilir ve böylece fren kanadı görevi görür.

SDBP kanadı, dalga direncini azaltmak için %3 profil kullanılmasını mümkün kılan üçgen bir tasarıma göre yapılmıştır. Kanadın ön kenar boyunca süpürmesi 60°'dir, süpürme seçimi SDBP'nin süpersonik uçuşu tarafından belirlenir; burada süpürme açısı arttıkça aerodinamik sürükleme katsayısı azalır ve ses altı hızda uçarken, Kanat yüzeyindeki dalga krizinin başlangıcı gecikir. Süpersonik uçuş modlarında SDBP'nin performans özelliklerini iyileştirmek ve manevra kabiliyetini artırmak için kanatta bir kapak bulunur.

Bu uçak projesinin ayırt edici özelliği uyarlanabilir bir kanadın kullanılmasıdır. Uyarlanabilir bir kanat, uçağın aerodinamik özelliklerini iyileştirir, motorunun gerekli itme kuvvetini %10...20 azaltır, menzili %8...20 ve seyir yüksekliğini %10...30 artırır, yakıt tüketimini %10...20 azaltır. %8...20 ve uçağın manevra kabiliyetini artırır.

Böylece ağızdaki aşırı yüklenme %15’e çıkar, İLEVayevet%25'e kadar, maksimum aerodinamik kalite ise %25'e kadar artırılabilir. Burun saptırma açısı 35°'ye değiştiğinde kaldırma katsayısında bir artış meydana gelir. En güçlü büyüme İLEVay ayak parmakları δН = 35° açıyla saptığında meydana gelir. M sayısı arttıkça gerekli δH açıları azalır. Adaptif kanadın en büyük etkisi, uçlar ve yükseltilerin birlikte saptırılması durumunda gözlemlenir. Optimum aerodinamik özellikler elde etmek için, ayak parmaklarının ve yükseltilerin sapmasının maksimum aerodinamik kalite Kmax'a karşılık gelen hücum açısına bağımlılığını belirlemek gerekir.

İncirde. Şekil 4. SDBP kanadının profilini kontrollerle birlikte göstermektedir.

Pirinç. 4. SDBP kanat profili

SDBP düzeninde, düşük görünürlük gereksinimlerine dayanarak, gelecek vaat eden ayarlanabilir düşük profilli hava girişinin bir çeşidi geliştirildi; diyagramı Şekil 1'de gösterilmektedir. 5.

Kabul edilen hava girişi konsepti aşağıdaki parametrelere sahiptir:

Yan duvarların 21° eğimli olduğu trapez kesit;

Uçağın taban düzlemindeki hava girişinin ön kenarları 47° eğimlidir, uçağın yan düzleminde ön kenar kıvrımlıdır ve 78° ve 60° açılardadır;

Kompresörün ilk aşamasının parlaklığını azaltmak için S şeklinde hava giriş kanalı.

Pirinç. 5. SDBP hava girişinin şeması

Hava girişinin üst kısmında, sınır tabakasını hava giriş kanalından boşaltmak için panjurlar (1) bulunmaktadır. Altta ilave hava emişi için bir saptırma dudağı (2) bulunmaktadır. Hava girişi üç yapraklı bir kama (3) kullanılarak ayarlanır. Kama, merkezi bir (4) ve iki yan kanattan (5) oluşur. Yan kanatlar, kama ayarlama mekanizmasına (6) kinematik olarak bağlanır.

Beklenen şok oluşumu modelinin analizi, üç yapraklı bir kama kullanıldığında sekiz uzamsal şokun meydana geldiğini göstermiştir: ilk ikisi kamanın hücum kenarında ve dönüşünde, üçüncü şok ise kamanın kavisli kısmındadır. dördüncüsü hava girişinin alt kısmında, dördü ise kamanın yan kanatlarındadır. Buradan yola çıkarak “üç yapraklı, göze çarpmayan, mekansal olarak ayarlanabilen hava girişi” tanımını getirebiliriz.

Bilindiği gibi, süpersonik hızda uçmak için bir uçağın minimum bir orta kesite sahip olması gerekir ve transonik bölgeyi hızlı bir şekilde aşmak için alan grafiğinin minimum dalga direncine sahip olduğundan Sears-Haack dönme gövdesine yaklaşması arzu edilir.

Deneysel ve teorik çalışmalara dayanarak, transonik hızlarda uçak düzeninin dalga direncinin, eksen boyunca aynı kesit alanı dağılımına sahip olan eşdeğer bir dönme gövdesinin dalga direncine eşit olduğu tespit edilmiştir. orijinal düzen. Bu durumda gövdenin konturunun eksenel simetrik bir taslakla, bir uçla veya silindirik bir parçayla bitmesi gerekir. Bir uçak düzeninin dalga direncini, uçağın eşdeğer dönme gövdesinin minimum sürükleme gövdesine karşılık gelecek şekilde seçilmesiyle azaltmanın mümkün olduğu deneysel olarak tespit edilmiştir.

İncirde. Şekil 6, geliştirilen SDBP'nin ve eşdeğer Sears-Haack gövdesinin kesit alanlarının bir grafiğini göstermektedir.

Pirinç. 6. SDBP ve eşdeğer Sears-Haack gövdesinin alanlarının grafiği

Alan grafiği, uçağın uzunluğu boyunca alanların dağılımının Sears-Haack grafiğine yaklaştığını göstermektedir; bu, uçağın mümkün olan minimuma yakın dalga direncine sahip olacağı anlamına gelir.

Bir uçağın gelişmişlik seviyesi aerodinamiği tarafından belirlenir ve bunun ana göstergesi de aerodinamik kalitedir.

Aerodinamik kalitenin Mach sayısına bağımlılığı Şekil 1'de gösterilmektedir. 7

Pirinç. 7.Aerodinamik kalitenin Mach sayısına bağımlılığı

Masada 1. Uçağın ana parametrelerini değerlendirebileceğiniz kriterler verilmiştir.

tablo 1

Değerlendirme kriterleri

SDBP

Uçak orta bölüm alanı

Yıkanan yüzey alanı

Uçak hacmi

Kanat bölgesi

Etkili uzama

Bütünlük katsayısı

Dalga direnci parametresi

Göreceli orta bölüm alanı

Silah bölmelerinin bağıl hacmi

Maksimum uçak ağırlığı

M=0,85 aralığında

M=2,35 aralığında

SDBP'nin rasyonel yerleşimini belirlemek için yapılan çalışmalar sonucunda hem ses altı hem de ses üstü hızlarda yüksek aerodinamik özellikler elde edildi.

Edebiyat

1., Manevra kabiliyetine sahip uçakların aerodinamiği (aerodinamik tasarımın özellikleri) - M: MAI Yayınevi, 1996.

2. Andreev manevra kabiliyetine sahip uçakların geliştirilmesine yönelik tasarım ve beklentiler. – M: MAI Yayınevi, 1996.

Aerodinamik tasarım "ördek"

Dengeleme kayıpları nasıl önlenir? Cevap basit: Statik olarak stabil bir uçağın aerodinamik konfigürasyonu, yatay kuyrukta negatif kaldırma ile dengelemeyi hariç tutmalıdır. Prensip olarak bu şu şekilde başarılabilir: klasik şema, Ama çoğu basit çözüm trim için kaldırma kuvveti kaybı olmadan eğim kontrolü sağlayan uçağın kanard konfigürasyonudur (Şekil 3). Bununla birlikte, kanardlar pratikte ulaşım havacılığında kullanılmıyor ve bu arada, oldukça haklı olarak öyle. Nedenini açıklayalım.

Teori ve uygulamanın gösterdiği gibi, kanard uçaklarının ciddi bir dezavantajı vardır - küçük bir uçuş hızı aralığı. Kanard tasarımı, klasik tasarıma göre yapılandırılmış bir uçağa göre daha yüksek uçuş hızına sahip olması gereken bir uçak için, bu uçakların güç santrallerinin eşit olması şartıyla seçilir. Bu etki, kanard üzerinde uçağın yıkanmış yüzeyinin alanını azaltarak hava sürtünme direncini sınıra kadar azaltmanın mümkün olması nedeniyle elde edilir.

Öte yandan “ördek” iniş sırasında kanadının maksimum kaldırma katsayısını fark etmez. Bu, klasik aerodinamik tasarımla karşılaştırıldığında, kanat ve GO'nun aynı odak mesafeleri ile GO'nun göreceli alanının yanı sıra eşit olmasıyla açıklanmaktadır. mutlak değerler Boyuna statik stabilite rezervleri olan “ördek” tasarımı, PGO'nun daha küçük bir dengeleme koluna sahiptir. Kanardın kalkış ve iniş modlarında klasik aerodinamik tasarımla rekabet etmesine izin vermeyen de bu durumdur.

Bu sorun tek bir yolla çözülebilir: PGO'nun maksimum kaldırma katsayısını arttırın ( ) klasik uçakların iniş hızlarında kanard dengelemeyi sağlayan değerlere. Modern aerodinamik zaten “ördeklere” yüksek yük profillerini değerlerle vermiştir Sumaks = 2 ile bir PGO oluşturmayı mümkün kılan . Ancak buna rağmen tüm modern kanardların iniş hızları klasik tasarımlara göre daha yüksektir.

“Ördeklerin” yıkıcı özellikleri de eleştiriye dayanamıyor. Yüksek termal aktivite, türbülans veya rüzgar kesme koşullarında iniş yaparken, izin verilen maksimumda dengeleme sağlayan PGO Su uçak olabilir . Bu koşullar altında uçağın hücum açısının ani bir şekilde artmasıyla PGO süperkritik akışa ulaşacak ve bu da kaldırma kuvvetinin düşmesine neden olacak ve uçağın hücum açısı azalmaya başlayacaktır. Bunun sonucunda PGO'dan gelen akışın derin bir şekilde bozulması, uçağı keskin, kontrolsüz bir dalış moduna sokar ve bu da çoğu durumda felakete yol açar. Kritik saldırı açılarındaki "ördeklerin" bu davranışı, bu aerodinamik tasarımın ultra hafif ve nakliye uçaklarında kullanılmasına izin vermiyor.

Hafif deneysel uçak MiG-8 "Ördek".

Geliştirici: OKB Mikoyan, Gurevich
Ülke: SSCB
İlk uçuş: 1945

MiG-8 uçağı, havadaki “Ördek” aerodinamik konfigürasyonunun stabilitesini ve kontrol edilebilirliğini test etmek, oldukça eğimli bir kanadın çalışmasını incelemek ve üç tekerlekli iniş takımlarını önden test etmek için OKB-155'te kendi inisiyatifiyle geliştirildi. Destek.

Deneysel araç üzerindeki çalışmalar Şubat 1945'te düzenin geliştirilmesiyle başladı. N.I. Andrianov, N.Z. Matyuk, K.V. Pelenberg, Ya.I. Seletsky ve A.A. Chumachenko “Ördek” tasarımında aktif rol aldı. Hesaplamalara göre MiG-8'in maksimum hızının 240 km/saat olması gerektiği, modelinin T-102 TsAGI rüzgar tünelinde patlatılmasıyla doğrulandı. Bununla birlikte, T-102 tüpündeki uçağın kritik modlara yakın modlardaki davranışına ilişkin kesin özelliklerinin elde edilmesinin imkansızlığı nedeniyle, TsAGI uzmanları ilk uçuşların sabit uçlu çıtalar takılı olarak yapılmasını tavsiye etti. kanatçıkların açıklığından daha az. TsAGI Laboratuvarı No. 1 mühendisi V.N. Matveev tarafından derlenen ilk uçuşun (aerodinamik açısından) olasılığına ilişkin sonuçta, uçak testleri sırasında kritik modlara girmekten kaçınılması gerektiği, çünkü dönüş özellikleri açısından, Ona göre “Ördek” planı çok işlevsizdi.

Kritik dalgalanma hızını belirlemek için TsAGI ilgili bir hesaplama yaptı ve doğal frekanslarını belirlemek için uçağı test etti. Frekans testlerinin sonuçlarına göre yapılan hesaplamada kritik hız değeri 328 km/saat olarak belirlendi ve ardından MiG-8 uçağının 270 km/saat alet hızına kadar çalışmasına izin verildi. Uçağın statik testleri, tahrip edici yükün %67'sine kadar operasyonel yüke kadar gerçekleştirildi.

MiG-8 "Ördek" in ilk uçuşu 13 Ağustos 1945'te test pilotu A.I. Zhukov tarafından gerçekleştirildi. E.F. Nashchepysh baş test mühendisi olarak atandı. uçuşlar test pilotları A.I. Zhukov (OKB-155) ve A.N. Grinchik (LII) tarafından gerçekleştirildi. Esas olarak uçağın stabilitesini ve kontrol edilebilirliğini inceleyen uçuş testlerinin ilk aşaması, 28 Ağustos - 11 Eylül 1945 tarihleri ​​​​arasında NKAP Uçuş Araştırma Enstitüsü'nde gerçekleştirildi. Daha fazla güvenilirlik sağlamak için uçağa kalıcı aralıklı uç çıtalar yerleştirildi.

Stabilite testleri, %28 merkezleme ile uçağın tatmin edici uzunlamasına stabiliteye, iyi pist stabilitesine ve aşırı yanal stabiliteye sahip olduğunu göstermiştir. TsAGI'nin tavsiyesi üzerine, pist ve yanal stabiliteyi aynı hizaya getirmek için kanada 1°'lik ters enine V verildi ve uç rondelaları, üst uçları kanadın içine doğru olacak şekilde 10° döndürüldü. Ayrıca sabit ve serbest bir dümenle stabilite derecesini eşitlemek için asansörün burun kısmına bir ağırlık yerleştirildi ve pilotun kolu üzerinde yaklaşık 1 kg'lık sabit bir kuvvet oluşturuldu.

Testin ilk aşamasının sonuçlarına dayanarak, LII uzmanları ayrıca uçağın değiştirilmesine yönelik önerilerde bulundu. Bu bağlamda MiG-8, 1945'in sonunda 155 numaralı fabrikaya ulaştı. Burada kanatlar konsolların ortasına taşındı, dümen kompansatörlerle donatıldı ve asansöre kontrollü bir düzeltici yerleştirildi. Ayrıca ön direğe 500x150 tekerlek takıldı.

14 Şubat 1946'da değiştirilmiş uçak fabrika havaalanına götürüldü. 21 Şubat'ta gerçekleştirilen kontrol uçuşu sonrasında, kaportaların sökülmesi nedeniyle motor yağı sıcaklığının 20°C'nin üzerine çıkmadığı tespit edildi. Bu bağlamda silindir kafalarına kaportalar yeniden takıldı. Ancak 28 Şubat'ta gerçekleştirilen bir sonraki uçuşta yağ sıcaklığının izin verilen sıcaklığı aştığı ortaya çıktı. Uçak, silindirlerin hava akışının iyileştirildiği revizyon için gönderildi.

Hata ayıklamanın ardından sıcaklık rejimi pervane grubu 3 Mart 1946'da MiG-8 uçağı, testlere devam etmek üzere fabrika havaalanından NKAP LII'ye nakledildi. İkinci aşamanın programı aynı zamanda uçağın dönüş özelliklerinin incelenmesini de içeriyordu. Test sırasında kanat yeniden modifikasyona tabi tutuldu: büyük negatif enine V açısına sahip kanat uçları takıldı ve çıtalar çıkarıldı. Ördeğin tirbuşon özelliklerine ilişkin endişeler doğrulanmadı. Uçak isteksizce kasıtlı bir dönüşe girdi ve pilot kontrolü bıraktıktan sonra "sudan çıkan bir mantar gibi" "dışarı fırladı". MiG-8 uçağına takılan itici pervane, kanatta pervane hava akışı olmadığında düşük hızlarda kontrol edilebilirliğin test edilmesini mümkün kıldı. Ek olarak, testler, pervanenin kontrollerin üzerinden geçmesi olmadığında uçağın yerdeki kontrol edilebilirliğinin yanı sıra kalkış ve iniş (geçme) konularının incelenmesini mümkün kıldı. Bu daha sonra MiG-9 ve MiG-15 jet motorlu savaşçıların tasarımında elde edilen sonuçların kullanılmasını mümkün kıldı. Programı Mayıs 1946'da tamamen tamamlanan testlerden sonra MiG-8 "Ördek" iletişim aracı olarak kullanıldı ve nakliye uçağı Tamam. Uçağın tüm operasyonu boyunca tek bir kaza ya da uçuş sırasında bir olaya yol açacak bir ön koşul yaşanmadı.

Tasarımına göre uçak, üç tekerlekli sabit iniş takımına sahip, payanda destekli yüksek kanatlı bir uçaktı.

Gövde çerçevesi çam çubuklardan yapılmıştı ve kontrplak kaplamaya sahipti. Kapalı kabinde bir pilot ve iki yolcu bulunuyordu. Giriş kapısı gövdenin sol tarafında bulunur. Kabin, ileri ve yanlara mükemmel görüş sağlayan iyi bir cama sahipti. Gövdenin ön kısmı, üzerine yatay kuyruğun monte edildiği bir kirişle sona erdi. Gövdenin kuyruk kısmı, pervanenin döndürücüsü ile biten motor bölmesine geçti.

Sabit göreceli açıklık kalınlığına (%12) sahip iki direkli kanat, ahşap bir yapıya ve kumaş kaplamaya sahipti. Planda 20° kanat süpürme, konik 1, uzatma 6, Clark UN profili. Kanat montaj açısı 2°'dir. Kanadın dikey kuyruk olan uçlarına rondelalar yerleştirildi. Frise tipi kanatçıklar duralumin çerçeveye ve kumaş kaplamaya sahipti.

Dikey kuyruğun toplam alanı 3 m2'dir. Yatay kuyruk açıklığı 3,5 m, alanı 2,7 m2, montaj açısı +2°'dir. NACA-0012 kuyruk profili. Omurgaları ahşap, dümenleri duralumin, kaplamaları ketendir. Ahşap stabilizatörü. Asansör çerçevesi duraluminden yapılmıştır, kaplama ketendir. Asansörün kontrolü katıdır, dümenler ve kanatçıklar kablolarla kontrol edilir.

110 hp gücünde hava soğutmalı motor M-11FM. 2,35 m çapında, sabit hatveli iki kanatlı ahşap itici pervaneye sahip, 2SMV-2 serisi. Pervane kanatlarının montaj açısı 24°'dir. Boru şeklinde kaynaklı motor çerçevesi. Motor tamamen kaportalıydı ve her silindir için ayrı üfleyiciler vardı. Pnömatik başlatma. Yakıt, her iki tarafta birer tane olmak üzere kanadın köküne yerleştirilmiş iki alüminyum gaz tankına yerleştirildi. Yakıt depolarının toplam kapasitesi 118 l'dir. Yolcu kabininin arkasında 18 litrelik bir yağ deposu bulunuyordu.

Metal kaynaklı iniş takımı. Hava-yağ şok emilimi. Burun desteğinde bir yağ amortisörü vardı. Ana iniş takımının fren tekerlekleri 500 x 150, burun tekerleği 300 x 150 ebadındadır. İniş takımı yolu 2,5 m'dir.

Modifikasyon: MiG-8
Kanat açıklığı, m: 9,50
Uçak uzunluğu, m: 6,80
Uçak yüksekliği, m: 2.475
Kanat alanı m2: 15.00
Ağırlık (kg
-boş uçak: 746
-normal kalkış: 1090
-yakıt: 140
Motor tipi: 1 x PD M-11FM
-güç, hp: 1 x 110
Azami hız, km/saat: 215
Pratik menzil, km: 500
Pratik tavan, m: 5200

MiG-8 "Duck" uçağının ilk versiyonu.

MiG-8 "Ördek" uçağı. Yukarıda uçağın ilk versiyonu görülüyor.

MiG-8 “Duck” uçağının ikinci versiyonu.

MiG-8 “Duck” uçağının ikinci versiyonu.

MiG-8 “Duck” uçağının ikinci versiyonu.

MiG-8-2 "Ördek" uçağı uçuşta.