Samoloty z krótkim startem i lądowaniem. Witam studenta

Główne elementy samolotu

Samoloty są samolotami cięższymi od powietrza i charakteryzują się aerodynamiczną zasadą lotu. Samoloty mają windę Y powstaje w wyniku energii strumienia powietrza obmywającego powierzchnię nośną, która jest trwale nieruchoma względem korpusu, a ruch translacyjny w danym kierunku zapewnia ciąg zespołu napędowego samolotu (PS).

Różne typy samolotów mają te same podstawowe jednostki (elementy): skrzydło , pionowy (VO) i poziomy (IŚĆ) upierzenie , kadłub samolotu , elektrownia (SU) i podwozie (Rysunek 2.1).

Ryż. 2.1. Podstawowe elementy konstrukcji samolotu

Skrzydło samolotu 1 tworzy siłę nośną i zapewnia stabilność boczną samolotu podczas lotu.

często skrzydło stanowi podstawę napędową mieszczącą podwozie i silniki, a jego wewnętrzne objętości służą do przechowywania paliwa, wyposażenia, różnych komponentów i zespołów układów funkcjonalnych.

Dla ulepszenia charakterystykę startu i lądowania(VPH) nowoczesnych samolotów środki mechanizacji są instalowane na skrzydle wzdłuż krawędzi natarcia i spływu. Wzdłuż krawędzi natarcia skrzydła umieszczone są listwy , a z tyłu - klapy10 , przechwytywacze12 I lotki przechwytujące .

Pod względem wytrzymałościowym skrzydło jest belką o złożonej konstrukcji, której podporami są ramy napędowe kadłuba.

Lotki11 są kontrolami bocznymi. Zapewniają boczną kontrolę nad samolotem.

W zależności od konstrukcji i prędkości lotu, parametrów geometrycznych, materiałów konstrukcyjnych i schematu konstrukcyjno-energetycznego masa skrzydła może wynosić do 9...14 % od masy startowej samolotu.

Kadłub13łączy główne elementy statku powietrznego w jedną całość, tj. zapewnia zamknięcie obwodu zasilania samolotu.

Wewnętrzna objętość kadłuba służy do pomieszczenia załogi, pasażerów, ładunku, sprzętu, poczty, bagażu i środków ratowania ludzi w sytuacjach awaryjnych. Kadłuby samolotów towarowych wyposażone są w rozbudowane systemy załadunku i rozładunku oraz urządzenia umożliwiające szybkie i niezawodne cumowanie ładunków.

Funkcję kadłuba wodnosamolotów pełni łódź, która umożliwia start i lądowanie na wodzie.

Pod względem wytrzymałości kadłub jest cienkościenną belką, której podporami są dźwigary skrzydeł, z którymi jest połączony poprzez węzły ram mocy.

masa konstrukcji kadłuba wynosi 9…15 % od masy startowej samolotu.

Ogon pionowy5 składa się z części stałej kil4 I ster (RN) 7 .

Kil 4 zapewnia statkowi powietrznemu stabilność kierunkową w samolocie X0Z oraz RN – sterowność kierunkowa względem osi 0 lat.

Przycinarka RN 6 zapewnia usunięcie długotrwałych naprężeń z pedałów, na przykład w przypadku awarii silnika.

Ogon poziomy 9 zawiera część stałą lub ruchomą w ograniczonym zakresie ( stabilizator2 ) i część ruchoma – winda (samochód kempingowy) 3 .

Stabilizator 2 zapewnia stabilność wzdłużną statku powietrznego i RV 3 - sterowność wzdłużna. W kamperze można przewozić trymer 8 aby odciążyć kolumnę kierownicy.

Masa konstrukcji GO i VO zwykle nie przekracza 1,3...3 % od masy startowej samolotu.

Podwozie samolot 16 odnosi się do urządzeń do startu i lądowania (TLD), które umożliwiają start, start, lądowanie, lot i manewrowanie statkiem powietrznym poruszającym się po ziemi.

Liczba podpór i ich położenie względem środek masy (CM) statku powietrznego zależy od konstrukcji podwozia i cech eksploatacyjnych statku powietrznego.

Podwozie samolotu pokazanego na ryc. 2.1 ma dwa główne podpory 16 i jeden podpórka na nos 17 . Każde wsparcie zawiera moc stojak18 i elementy wspierające - koła15 . Każda podpora może mieć kilka słupków i kilka kół.

Najczęściej podwozie samolotu jest chowane w locie, dlatego w kadłubie znajdują się specjalne przedziały, aby je pomieścić. 13. Istnieje możliwość oczyszczenia i umieszczenia podwozia głównego w specjalnym miejscu gondole (lub gondole silnika), owiewki14 .

Podwozie zapewnia pochłanianie energii kinetycznej uderzenia podczas lądowania oraz energii hamowania podczas rozbiegu, kołowania i manewrowania statkiem powietrznym po lotnisku.

samolot-amfibia mogą startować i lądować zarówno z lotnisk naziemnych, jak i z powierzchni wody.

Ryc.2.2. Podwozie samolotu amfibii.

na ciele wodnosamolot pod skrzydłem montuje się podwozie kołowe pływa 1 ,2 (ryc. 2.2).

Względna masa podwozia wynosi zwykle 4...6 % od masy startowej samolotu.

Punkt mocy 19 (patrz rys. 2.1), zapewnia wytworzenie ciągu statku powietrznego.W jego skład wchodzą silniki oraz układy i urządzenia zapewniające ich pracę w warunkach lotu i eksploatacji naziemnej statku powietrznego.

W silnikach tłokowych siła ciągu wytwarzana jest przez śmigło, w silnikach turbośmigłowych – przez śmigło i częściowo przez reakcję gazów, w silnikach odrzutowych – przez reakcję gazów.

W skład układu sterowania wchodzą: zespoły zawieszenia silnika, gondola, układ sterowania, urządzenia wejściowe i wyjściowe silnika, układ paliwowo-olejowy, układ rozruchu silnika, układ przeciwpożarowy i przeciwoblodzeniowy.

Masa względna jednostki sterującej, w zależności od rodzaju silników i ich rozmieszczenia na samolocie, może sięgać 14...18 % od masy startowej samolotu.

2.2. Techniczne, ekonomiczne i techniczne lotu
charakterystyka samolotu

Charakterystyka techniczna i ekonomiczna samolotu to:

Względna masa ładunku:

`M pon = M pon /M 0

Gdzie M pon - masa ładunku;

M 0 - masa startowa samolotu;

Masa względna maksymalnego ładunku:

`M knmax = M knmah / M 0

Gdzie M knmax masa maksymalnego ładunku;

Maksymalna produktywność godzinowa:

P h = M knmax ∙ w lot

Gdzie w lot - prędkość przelotowa samolotu;

Zużycie paliwa na jednostkę wydajności Q T

Do głównych cech lotu samolotów zalicza się:

Maksymalna prędkość przelotowa w cr.max;

Tempo ekonomiczne rejsu V do p.ek;

Wysokość przelotowa N szczyt;

Zasięg lotu z maksymalnym płatnym obciążeniem L;

Średni stosunek siły nośnej do oporu DO w locie;

Szybkość wznoszenia;

Ładowność, która jest określana na podstawie masy pasażerów, ładunku, bagażu przewożonego samolotem przy danej masie lotu i rezerwie paliwa;

Charakterystyka startu i lądowania (TLP) statku powietrznego.

Głównymi parametrami charakteryzującymi tor lotu są prędkość podejścia - V wynagrodzenie; prędkość lądowania - V P;prędkość startowa podczas startu - V omp; długość rozbiegu - l raz; długość dobiegu - l n.p.; maksymalna wartość współczynnika siły nośnej w konfiguracji do lądowania skrzydła - Z y maks. str;maksymalna wartość współczynnika siły nośnej w konfiguracji startowej skrzydła Z przy maks. wzl

Klasyfikacja samolotów

Samoloty są klasyfikowane według wielu kryteriów.

Jednym z głównych kryteriów klasyfikacji samolotów jest kryterium celu . kryterium to określa z góry charakterystykę osiągów lotu, parametry geometryczne, układ i skład układów funkcjonalnych statku powietrznego.

Ze względu na przeznaczenie samoloty dzielą się na cywil I wojskowy . Zarówno pierwszy, jak i drugi samolot są klasyfikowane w zależności od rodzaju wykonywanych zadań.

Poniżej rozważamy klasyfikację wyłącznie cywilnych statków powietrznych.

Samolot cywilny przeznaczony do transportu pasażerów, poczty, ładunków, a także do rozwiązywania różnych krajowych problemów gospodarczych.

Samoloty dzielą się na pasażer , fracht , eksperymentalny , edukacyjne i szkoleniowe , a także w samolotach docelowy narodowy cel gospodarczy .

Pasażer W zależności od zasięgu lotu i ładowności statki powietrzne dzielą się na:

- samoloty dalekiego zasięgu - zasięg lotu L>6000 km;

- samolot średniodystansowy - 2500 < L < 6000 км;

- samolot krótkodystansowy - 1000< L < 2500 км;

- samolotów dla lokalnych linii lotniczych (MVL) - L <1000 км.

Samolot dalekiego zasięgu(Rys. 2.3) o zasięgu lotu większym niż 6000 km są zwykle wyposażone w układ zasilania składający się z czterech silników turbowentylatorowych lub silników propfanowych, co poprawia bezpieczeństwo lotu w przypadku awarii jednego lub dwóch silników.

Samolot średniego zasięgu(Rys. 2.4, Rys. 2.5) mają układ sterowania złożony z dwóch lub trzech silników.

Samolot krótkodystansowy(ryc. 2.6) o zasięgu lotu do 2500 km, mają układ sterowania złożony z dwóch lub trzech silników.

Samoloty lokalnych linii lotniczych (LDL) eksploatowane są na trasach lotniczych o długości mniejszej niż 1000 km, a ich zasilanie może stanowić dwa, trzy, a nawet cztery silniki. Zwiększenie liczby silników do czterech wynika z chęci zapewnienia wysokiego poziomu bezpieczeństwa lotów przy dużej intensywności startów i lądowań charakterystycznej dla międzynarodowych samolotów pasażerskich.

Do międzynarodowych linii lotniczych zaliczają się samoloty administracyjne, które przeznaczone są do przewozu 4...12 pasażerów.

Samolot towarowy zapewnić transport towarów. W zależności od zasięgu lotu i ładowności, samoloty te można sklasyfikować podobnie jak samoloty pasażerskie. transport towarów może odbywać się zarówno wewnątrz przedziału ładunkowego (ryc. 2.7), jak i na zewnętrznym zawieszeniu kadłuba (ryc. 2.8).

Samolot szkoleniowy zapewniają szkolenie i szkolenie personelu lotniczego w instytucjach edukacyjnych i ośrodkach szkolenia lotnictwa cywilnego (ryc. 2.9) Takie samoloty są często produkowane z dwoma siedzeniami (instruktor i stażysta)

Eksperymentalny samolot tworzone są w celu rozwiązywania konkretnych problemów naukowych, prowadzenia badań terenowych bezpośrednio w locie, gdy konieczne jest sprawdzenie postawionych hipotez i rozwiązań projektowych.

Samoloty do krajowych celów gospodarczych W zależności od przeznaczenia dzieli się je na rolnicze, patrolowe, obserwacyjne rurociągów naftowych i gazowych, lasów, stref przybrzeżnych, ruchu drogowego, sanitarne, rozpoznania lodowego, fotografii lotniczej itp.

Oprócz samolotów specjalnie zaprojektowanych do tych celów, samoloty MVL o małej pojemności można przerobić do misji docelowych.

Ryż. 2.7. Samolot towarowy

Ryż. 2.10

Ryż. 2.9

Ryc.2.8

Ryż. 2.8. Transport towaru na zawiesiu zewnętrznym

Ryż. 2.9. Samolot szkoleniowy

Ryż. 2.10. Samoloty do krajowych celów gospodarczych

Układ aerodynamiczny Samolot charakteryzuje się liczbą, zewnętrznym kształtem powierzchni nośnych oraz względnym położeniem skrzydła, ogona i kadłuba.

Klasyfikacja konfiguracji aerodynamicznych opiera się na dwóch kryteriach:

- kształt skrzydła ;

- układ upierzenia I.

Zgodnie z pierwszą cechą wyróżnia się sześć typów konfiguracji aerodynamicznych:

- ze skrzydłami prostymi i trapezowymi;

- ze skośnym skrzydłem;

- ze skrzydłem delta;

- ze skrzydłem prostym o niskim wydłużeniu;

- ze skrzydłem pierścieniowym;

- z okrągłym skrzydłem.

We współczesnych cywilnych statkach powietrznych praktycznie stosuje się dwa pierwsze i częściowo trzeci typ konfiguracji aerodynamicznych.

Zgodnie z drugim typem klasyfikacji wyróżnia się trzy następujące opcje konfiguracji aerodynamicznych statku powietrznego:

Schemat normalny (klasyczny);

wzory kaczek;

Schemat bezogonowy.

Odmianą schematu „bezogonowego” jest schemat „latającego skrzydła”.

Samolot normalny schemat (patrz rys. 2.5, 2.6) mają GO umieszczone za skrzydłem. Schemat ten stał się powszechny w samolotach lotnictwa cywilnego.

Główne zalety normalnego schematu:

Możliwość efektywnego wykorzystania mechanizacji skrzydeł;

Łatwe zapewnienie równowagi samolotu przy wysuniętych klapach;

Zmniejszenie długości przedniego kadłuba. Poprawia to widoczność pilota i zmniejsza powierzchnię przestrzeni powietrznej, gdyż skrócona przednia część kadłuba powoduje pojawienie się mniejszego destabilizującego momentu podróży;

Możliwość zmniejszenia obszarów VO i GO, ponieważ ramiona GO i GO są znacznie większe niż w innych schematach.

Wady normalnego schematu:

GO tworzy ujemną siłę nośną w prawie wszystkich trybach lotu. Prowadzi to do zmniejszenia siły nośnej samolotu. Zwłaszcza w przejściowych warunkach lotu podczas startu i lądowania;

GO znajduje się w zaburzonym przepływie powietrza za skrzydłem, co negatywnie wpływa na jego pracę.

Aby usunąć GO z „cienia aerodynamicznego” skrzydła lub z „podążającego strumienia” klap w przejściowych warunkach lotu, należy go przesunąć względem wysokości skrzydła (ryc. 2.11, a), umieszczonego pośrodku stępka (ryc. 2.11; b) lub na szczycie stępki (ryc. 2.11, c).

Ryż. 2.12

Ryż. 2.11

Ryż. 2.11 Poziome układy ogonów

A. VO., przesunięty względem wysokości skrzydła;

B. VO znajduje się pośrodku stępki (ogon w kształcie krzyża);

V. Ogon w kształcie litery T;

g. v - ogon w kształcie litery V.

W praktyce wytwarzania samolotów znane są przypadki stosowania kombinowanego, tzw ogon w kształcie litery V (ryc. 2.12). funkcje GO i VO pełnią w tym przypadku dwie powierzchnie oddalone od siebie pod kątem. Stery umieszczone na tych powierzchniach, przy jednoczesnym wychyleniu w górę i w dół, pełnią funkcję sterowania obrotowego, a gdy jeden ster zostanie wychylony w górę, a drugi w dół, uzyskuje się sterowanie kierunkowe statku powietrznego.

Dość często w samolotach można używać samolotów dwupłetwowych, a nawet trzypłetwowych.

Gdy samolot jest skonfigurowany aerodynamicznie wg wzór kaczki w trybie GO umieszcza się je przed skrzydłem w przedniej części kadłuba (ryc. 2.13)

Zalety schematu „kaczki” to:

Umieszczenie GO w niezakłóconym przepływie powietrza;

Możliwość zmniejszenia rozmiaru skrzydła, ponieważ GO staje się nośne, tj. uczestniczy w tworzeniu windy lotniczej;

Dość łatwe parowanie powstałego momentu nurkowego, gdy mechanizacja skrzydła zostaje odbita poprzez odchylenie GO;

Ryż. 2.13 Układ kanardy samolotu

Wzrost barku GO jest o ponad 30% większy niż w normalnej konstrukcji, co umożliwia zmniejszenie powierzchni skrzydła;

Kiedy osiągane są duże kąty natarcia, przeciągnięcie w GO następuje wcześniej niż na skrzydle, co praktycznie eliminuje ryzyko, że samolot osiągnie nadkrytyczny kąt natarcia i przeciągnie się w korkociąg.

W przypadku samolotu zaprojektowanego według projektu canarda pozycja ostrości cofa się podczas ruchu z M<1 к М>1 jest mniejsza niż dla samolotu o normalnej konstrukcji, dlatego wzrost stopnia stateczności wzdłużnej obserwuje się w mniejszym stopniu.

Wadami tego schematu są:

Zmniejszono nośność skrzydła o 10-15 % ze względu na skos przepływu z GO;

Stosunkowo małe ramię płata, prowadzące do zwiększenia powierzchni płata, a czasami do zainstalowania dwóch żeberek w celu zwiększenia stabilności kierunkowej. Kompensuje to moment destabilizujący wytwarzany przez wydłużony przedni kadłub.

Schemat bezogonowy charakteryzuje się brakiem GO (patrz ryc. 1.13), natomiast funkcje GO są przeniesione na skrzydło. Samoloty wykonane według tego projektu mogą nie posiadać kadłuba, w takim przypadku nazywane są „latającymi skrzydłami”. Takie samoloty charakteryzują się minimalnym oporem.

Schemat bezogonowy ma następujące zalety:

Ponieważ w takich samolotach stosuje się skrzydła typu delta, przy dużych rozmiarach żeber bocznych możliwe jest zmniejszenie względnej grubości profilu, zapewniając racjonalne wykorzystanie objętości skrzydła w celu pomieszczenia paliwa;

Brak obciążeń GO umożliwia zmniejszenie tylnego kadłuba;

Koszt i waga płatowca są zmniejszone, ponieważ nie ma GO; z tego samego powodu opór tarcia samolotu zmniejsza się ze względu na zmniejszenie powierzchni opływanej przez przepływ powietrza;

Znaczące wymiary geometryczne żebra bocznego zapewniają możliwość wytworzenia efektu „poduszki powietrznej” podczas lądowania samolotu;

Ponieważ w konstrukcji „bezogonowej” zastosowano skrzydła o podwójnym skosie, podczas startu następuje znaczny wzrost współczynnika siły nośnej.

Wśród wad tego schematu najważniejsze to:

Brak możliwości pełnego wykorzystania nośności skrzydła podczas lądowania;

Obniżenie sufitu samolotu w wyniku pogorszenia jakości aerodynamicznej, co tłumaczy się utrzymywaniem sterów wysokości w górnym odchylonym położeniu, aby uzyskać największy kąt natarcia skrzydła;

Trudność, a czasem niemożność zrównoważenia samolotu z wysuniętymi klapami;

Trudno jest zapewnić stabilność kierunkową samolotu ze względu na małe ramię płata, dlatego czasami montuje się trzy płetwy (patrz rys. 1.13).

W praktyce eksperymentalnej konstrukcji samolotów można znaleźć opcje z kombinacją podstawowych schematów w jednym samolocie.

Opcja jest możliwa, gdy w samolocie używane są dwa GO – jeden przed skrzydłem, drugi za nim. Podczas wdrażania schematu „tandem” samolot ma skrzydło i GO o prawie porównywalnej powierzchni. Konfigurację „tandem” można uznać za pośrednią pomiędzy konfiguracją normalną a konfiguracją „canard”, dzięki czemu zakres operacyjny ustawień jest rozszerzony przy stosunkowo niewielkich stratach jakości aerodynamicznej przy wyważaniu statku powietrznego.

Główne cechy konstrukcyjne, według których klasyfikuje się statki powietrzne, to:

Liczba i układ skrzydeł;

typ kadłuba;

Rodzaj silników, liczba i rozmieszczenie na statku powietrznym;

Schemat podwozia, charakteryzujący się liczbą podpór i ich względnym położeniem względem CM samolotu.

W zależności od liczby skrzydeł rozróżnia się jednopłatowce i dwupłatowce.

Schemat jednopłatowiec dominuje w konstrukcji samolotów, a większość samolotów jest produkowana właśnie według tej konstrukcji, co wynika z mniejszego oporu jednopłatowca i możliwości zwiększania prędkości lotu.

Schematy samolotów "dwupłatowiec" (ryc. 2.16) wyróżniają się wysokimi
zwrotność, ale poruszają się wolno, dlatego ten schemat jest wdrażany dla samolotów specjalnego przeznaczenia, na przykład dla samolotów rolniczych.

Rys. 2. 16 Samolot dwupłatowy

W zależności od położenia skrzydła względem kadłuba samoloty można projektować zgodnie z „dolnopłatem” (ryc. 2.17, a), „średniopłatem” (ryc. 2.17, b) i „górnopłatem” (ryc. 2.17, c) schematy.

Ryc.2.17. Różne układy skrzydeł

Schemat „dolnopłat” najmniej korzystny pod względem aerodynamicznym, gdyż w obszarze styku skrzydła z kadłubem dochodzi do zakłócenia płynności przepływu i powstania dodatkowego oporu na skutek interferencji układu skrzydło-kadłub. Wadę tę można znacznie zmniejszyć instalując owiewki, eliminując efekt dyfuzora.

Umieszczenie silnika turbogazowego w nasadzie skrzydła umożliwia jego zastosowanie
efekt wyrzutnika ze strumienia silnika, który nazywa się aktywną owiewką.

Dolnopłat charakteryzuje się wyższym położeniem dolnego konturu kadłuba nad powierzchnią ziemi. Wynika to z konieczności niedopuszczenia do kontaktu końcówki skrzydła z powierzchnią pasa startowego podczas lądowania z przechyleniem, a także zapewnienia bezpiecznej pracy układu sterowania podczas umieszczania silników na skrzydle. W takim przypadku proces rozładunku i załadunku ładunku i bagażu, a także wsiadania i wysiadania pasażerów staje się bardziej skomplikowany. Tej wady można uniknąć, jeśli podwozie samolotu jest wyposażone w mechanizm „przysiadu”.

Konfiguracja „dolnopłata” jest najczęściej stosowana w samolotach pasażerskich, ponieważ zapewnia większe bezpieczeństwo w porównaniu z innymi opcjami podczas awaryjnego lądowania na ziemi i wodzie. Podczas awaryjnego lądowania na ziemi ze złożonym podwoziem skrzydło absorbuje energię uderzenia, chroniąc kabinę pasażerską. Podczas lądowania na wodzie samolot zanurzony jest w wodzie aż po skrzydło, co nadaje kadłubowi dodatkową pływalność i ułatwia organizację prac związanych z ewakuacją pasażerów.

Ważną zaletą konstrukcji „dolnopłata” jest minimalna masa konstrukcji, gdyż podwozie główne najczęściej kojarzone jest ze skrzydłem, a ich wymiary i masa są mniejsze niż w przypadku samolotu górnopłatowego. W porównaniu do górnopłata, który posiada podwozie na kadłubie, dolnopłat ma mniejszą masę, gdyż nie wymaga obciążania kadłuba związanego z mocowaniem do niego podwozia głównego.

Dolnopłat z podporami głównymi umieszczonymi na skrzydle zachowuje podstawową zasadę: samolot opiera się na powierzchni nośnej. Zasada ta obowiązuje we wszystkich trybach pracy, zarówno w locie, jak i podczas startu i lądowania. W tym drugim przypadku skrzydło podczas rozbiegu i rozbiegu spoczywa na podwoziu. Dzięki temu możliwe jest ujednolicenie obwodu mocy, który wyznacza ścieżki przenoszenia maksymalnych obciążeń, a także zmniejszenie ciężaru konstrukcji samolotu jako całości. Rozważane zalety stały się powodem dominacji konstrukcji „dolnopłata” w samolotach pasażerskich.

Schemat „w połowie ziemi” (Ryc. 2. 17, b) najczęściej nie jest używany w samolotach pasażerskich i towarowych, ponieważ kesonu skrzydła (jego części napędowej) nie można umieścić w kabinie pasażerskiej lub towarowej.

Wraz ze wzrostem mas startowych i parametrów samolotów możliwe staje się zbliżenie układu skrzydeł samolotów szerokokadłubowych do średniopłata. W tym przypadku skrzydło podnosi się do poziomu podłogi kabiny pasażerskiej lub przedziału ładunkowego, tak jak ma to miejsce w samolotach A-300, Boeing-747, Ił-96 itp. Dzięki temu rozwiązaniu właściwości aerodynamiczne mogą zostać poprawione ulec znacznej poprawie.

W czystej postaci projekt „mid-plane” można zastosować w samolotach dwupokładowych, gdzie skrzydło praktycznie nie zakłóca wykorzystania przestrzeni kadłuba do pomieszczenia kabin pasażerskich, przestrzeni ładunkowych i wyposażenia.

Konstrukcja „górnopłata” (ryc. 2.17, c) jest szeroko stosowana w samolotach towarowych, a także w międzynarodowych samolotach pasażerskich. W tym przypadku możliwe jest uzyskanie najkrótszej odległości od dolnego konturu kadłuba do powierzchni pasa startowego, ponieważ górne skrzydło nie wpływa na wybór wysokości kadłuba względem ziemi.

Podczas korzystania ze schematu „górnoskrzydłowy” możliwe staje się swobodne manewrowanie pojazdami specjalnymi podczas obsługi technicznej samolotów.

Efektywność transportu samolotów towarowych zwiększa się dzięki najniższemu położeniu podłogi kabiny ładunkowej, co pozwala na szybki i łatwy załadunek i rozładunek dużych ładunków, sprzętu samobieżnego, różnych modułów itp.

Żywotność silników wzrasta, ponieważ znajdują się one w znacznej odległości od ziemi, a prawdopodobieństwo przedostania się cząstek stałych do wlotów powietrza z powierzchni pasa startowego jest znacznie zmniejszone.

Odnotowane zalety górnopłata wyjaśniają dominującą pozycję, jaką ta konstrukcja zajmowała na samolotach transportowych w kraju (An-22, An-124, An-225), za granicą (C-141, C-5A, C-17 (USA) itp.) praktyka.

Konstrukcja „górnopłata” z łatwością zapewnia znormalizowaną bezpieczną odległość od powierzchni pasa startowego do końca łopaty śmigła lub dolnego konturu wlotu powietrza silnika turbinowego. Wyjaśnia to dość częste stosowanie tego schematu w międzynarodowych samolotach pasażerskich (An-28 (Ukraina), F-27 (Holandia), Short-360 (Anglia), ATR 42, ATR-72 (Francja-Włochy)).

Niewątpliwą zaletą schematu „high-wing” jest wyższa wartość Z Na maks dzięki zachowaniu całkowicie lub częściowo aerodynamicznie czystej górnej powierzchni skrzydła nad kadłubem, większa efektywność mechanizacji skrzydła poprzez zmniejszenie efektu końcowego na klapach, gdyż bok kadłuba i gondola silnika odgrywają rolę rola końcowych „podkładek”.

Jednak duża masa płatowca w porównaniu z innymi konstrukcjami negatywnie wpływa albo na ładowność, albo na rezerwę paliwa i zasięg lotu. Ciężar konstrukcji płatowca wyjaśnia się wzorem:

Konieczność zwiększenia obszaru obrony powietrznej o 15-20 % z powodu wpadnięcia jego części w strefę zacienienia od skrzydła;

Zwiększenie masy kadłuba o 15-20 % ze względu na zwiększenie liczby wzmocnionych wręgów w rejonie mocowania podwozia głównego, wzmocnienie konstrukcji dolnego konturu kadłuba w przypadku awaryjnego lądowania z niewypuszczonym podwoziem oraz dzięki wzmocnieniu kabina ciśnieniowa.

Podczas mocowania podwozia głównego do podstawy napędowej kadłuba pojawiają się trudności w zapewnieniu wymaganego toru.

Mały rozstaw podwozia zwiększa obciążenie jednej płyty betonowej,
co może wymagać wyższej klasy lotniska do obsługi statku powietrznego.

Chęć zapewnienia akceptowalnego rozstawu kół często powoduje konieczność zwiększenia całkowitej szerokości wzmocnionych wręgów w rejonie lokalizacji podpór głównych, utworzenia wystających gondoli podwozia oraz zwiększenia środkowej części samolotu, a co za tym idzie jego oporu aerodynamicznego. Statystyki pokazują, że w tym przypadku opór gondoli podwozia może osiągnąć 10-15 % od całkowitego oporu kadłuba.

Niższe bezpieczeństwo górnopłata podczas awaryjnego lądowania na wodzie i lądzie czasami uniemożliwia zastosowanie tego schematu na samolotach o dużej pojemności pasażerskiej, ponieważ podczas awaryjnego lądowania na ziemi masa skrzydła wraz z silniki mają tendencję do miażdżenia kadłuba i kabiny pasażerskiej. Podczas lądowania na wodzie kadłub zanurza się do dolnych krawędzi skrzydła, a kabina pasażerska może znaleźć się pod wodą. W tym przypadku organizacja pracy przy ratowaniu pasażerów jest znacznie skomplikowana, a ewakuacja ludzi możliwa jest jedynie poprzez włazy awaryjne znajdujące się w górnej części kadłuba.

Według typu kadłuba samoloty dzielą się na konwencjonalne, tj. wykonane według projektu jednokadłubowego (ryc. 2.18, a); zgodnie ze schematem dwóch kadłubów i schematem „gondoli” (ryc. 2.18, b).

Ryż. 2.18 Klasyfikacja statków powietrznych według typu kadłuba

Najbardziej rozpowszechniona jest konstrukcja jednokadłubowa, która umożliwia uzyskanie najkorzystniejszej konfiguracji kształtu kadłuba z aerodynamicznego punktu widzenia, ponieważ w tym przypadku opór będzie najmniejszy w porównaniu z innymi typami.

W przypadku umieszczenia ogona samolotu nie na kadłubie, a na dwóch belkach (rys. 2.18b) lub wymianie kadłuba na gondolę, opór wzrasta. Konfiguracja „gondolowa” (rys. 2.18b) charakteryzuje się słabym opływem gondoli, co może prowadzić do niestabilności statku powietrznego przy dużych kątach natarcia. Dlatego też dwubelkowa konstrukcja „gondoli” rzadko jest wdrażana w praktyce produkcji samolotów, głównie na samolotach transportowych, gdzie kwestie efektywności transportu stają się najważniejsze. Przykładem takiego rozwiązania jest samolot transportowy Argosy firmy Hawker Sidley.

Ryc.2.19 Samolot „Aggie Aircraft”

Według typu silnika rozróżnić samoloty z PD, silnikiem turboodrzutowym, silnikiem turboodrzutowym itp.

Według liczby silników Samoloty dzielą się na jedno-, dwu-, trzy-, cztero- i sześciosilnikowe.

W samolotach pasażerskich, aby zapewnić bezpieczeństwo lotu, liczba silników nie powinna być mniejsza niż dwa. Zwiększanie liczby silników powyżej sześciu okazuje się nieuzasadnione ze względu na trudności związane z zapewnieniem synchronizacji pracy poszczególnych układów sterowania oraz wzrostem czasu i pracochłonności prac obsługowych.

Według lokalizacji silnika poddźwiękowe samoloty pasażerskie można podzielić na cztery główne grupy: silniki - na skrzydle (ryc. 2.20, a), silniki - w nasadzie skrzydła, silniki - z tyłu kadłuba (b) i wersję mieszaną (c ) układu silnika.

Wybierając miejsce do montażu silników, biorą pod uwagę cechy ogólnego układu statku powietrznego, warunki pracy i zapewnienie maksymalnej żywotności silników, dążą do uzyskania jak najmniejszego oporu układu sterowania i minimalizują straty powietrza w wloty powietrza.

Dlatego w samolotach z trzema silnikami zaleca się stosowanie układu mieszanego (ryc. 2.20): dwa silniki pod skrzydłem i trzeci w tylnej części kadłuba lub na płetwie.

Ryż. 2.20 Schematy instalacji silników na samolotach

W samolotach dwusilnikowych układ sterowania umieszczony jest na skrzydle lub w tylnej części kadłuba.

Wraz ze wzrostem współczynnika obejścia silnika zwiększa się jego średnica. Dlatego przy układaniu silników pod skrzydłem konieczne jest zwiększenie wysokości podwozia, aby zapewnić znormalizowaną odległość od obrysu gondoli silnika do powierzchni ziemi. Zwiększa to ciężar konstrukcji samolotu i stwarza szereg problemów związanych z pasażerami, bagażem i konserwacją. Przede wszystkim dotyczy to samolotów międzynarodowych, które często operują z lotnisk nieposiadających specjalnego wyposażenia. Jednocześnie efekt odciążenia skrzydła w locie w wyniku umieszczenia na nim silników jest znacznie zmniejszony, ponieważ wraz ze wzrostem współczynnika obejścia maleje masa właściwa silnika turboodrzutowego.

Rysunek 2.21 przedstawia dwa samoloty, których konstrukcję opracowano w oparciu o te same wymagania dotyczące ładunku, zasięgu, charakterystyk lotu, środkowej części kadłuba itp. Rysunek 2.21 pokazuje różnicę pomiędzy obydwoma samolotami pod względem wysokości skrzydła i kadłub względem ziemi.

Rys. 2.21 Wpływ obejścia silnika na układ samolotu

Według rodzaju podwozia Dzielą się na podwozia kołowe, narciarskie, pływające (dla wodnosamolotów), gąsienicowe i pneumatyczne.

Podwozia kołowe stały się dominujące i często stosuje się podwozia pływające.

Według schematu podwozia samoloty są podzielone na trójkołowe i
dwupodporowe

Schemat trzech podpór realizowany jest w dwóch wersjach: schemat trzech podpór z podparciem nosa i schemat trzech podpór z podparciem ogona. W większości przypadków jest używany w samolotach konstrukcja trójnożna z podparciem łukowym. Druga wersja tego schematu występuje w lekkich samolotach.

Konstrukcja podwozia dwukołowego praktycznie nie jest stosowana w samolotach cywilnych.

W ciężkich samolotach, zwłaszcza transportowych, powszechne stały się konstrukcje podwozia wielopodporowego. Na przykład samolot Boeing 747 ma podwozie pięciosłupkowe, samolot An-225 ma podwozie szesnastosłupkowe, a pasażer Ił-86 ma podwozie czterosłupkowe.

2.4. WYMAGANIA DOTYCZĄCE PROJEKTOWANIA
SAMOLOT

Wszystkie wymagania dotyczące projektowania samolotów są podzielone na są pospolite , obowiązkowe dla wszystkich komponentów płatowca, oraz specjalny .

Wymagania ogólne obejmują aerodynamikę, wytrzymałość i sztywność, niezawodność i przeżywalność statku powietrznego, operacyjne, łatwość konserwacji, zdolność produkcyjną statku powietrznego, ekonomię i wymagania, minimalną masę konstrukcji płatowca i systemy funkcjonalne.

Wymagania aerodynamiczne sprowadzają się do zapewnienia, że wpływ kształtu statku powietrznego, jego parametrów geometrycznych i konstrukcyjnych odpowiada określonym danym lotu uzyskanym przy najniższych kosztach energii. Realizacja tych wymagań wiąże się z zapewnieniem statku powietrznego minimalnych oporów, wymaganych cech stabilności i sterowności, wysokich parametrów użytkowych oraz osiągów w locie przelotowym.

Spełnienie wymagań aerodynamicznych osiąga się poprzez dobór optymalnych wartości parametrów poszczególnych zespołów (części) statku powietrznego, ich racjonalne wzajemne rozmieszczenie oraz wysoki poziom określonych parametrów.

Wymagania dotyczące wytrzymałości i sztywności nakładane są na ramę płatowca i jego poszycie, które muszą wytrzymywać bez zniszczenia wszelkiego rodzaju obciążenia eksploatacyjne, odkształcenia nie mogą powodować zmian właściwości aerodynamicznych statku powietrznego, nie mogą powstawać niebezpieczne drgania i nie mogą pojawiać się znaczące odkształcenia szczątkowe. Spełnienie tych wymagań zapewnia wybór racjonalnej struktury mocy i pól przekrojów elementów mocy, a także dobór materiałów.

Wymagania dotyczące niezawodności i przeżywalności statków powietrznych przewidują opracowanie i wdrożenie środków konstrukcyjnych mających na celu zapewnienie bezpieczeństwa lotu.

Niezawodność samolotu reprezentuje zdolność konstrukcji do wykonywania swoich funkcji przy zachowaniu wskaźników wydajności w ustalonym okresie międzyregulacyjnym, zasobach lub innej jednostce miary czasu operacyjnego. Charakterystyką niezawodności są godziny lotu na awarię, liczba awarii na godzinę lotu itp.

Niezawodność statku powietrznego można zwiększyć poprzez dobór niezawodnych elementów konstrukcyjnych i ich powielenie (redundancja).

Żywotność samolotu określana na podstawie zdolności konstrukcji do pełnienia swoich funkcji w przypadku uszkodzenia. Aby spełnić ten wymóg, konieczne są środki konstrukcyjne, na przykład zastosowanie statycznie niewyznaczalnych obwodów mocy, skuteczne środki ochrony przeciwpożarowej i przede wszystkim redundancja. Wymagania te są szczególnie istotne dla zapewnienia danego poziomu bezpieczeństwo lotu .

Wymagania operacyjne przewiduje utworzenie takiego
struktury umożliwiające zapewnienie wsparcia technicznego w krótkim czasie
konserwacja samolotów przy minimalnych kosztach materiałowych i technicznych.

Realizacja takich wymagań jest możliwa poprzez zapewnienie dogodnego dostępu do zespołów, standaryzację i ujednolicenie podzespołów, zespołów, części i złączy statków powietrznych, zastosowanie wbudowanych systemów automatycznego monitorowania stanu technicznego układów i zespołów statku powietrznego, skutecznych systemów rozwiązywania problemów oraz ich eliminacja, zwiększenie żywotności i międzyregulacyjnej żywotności.

Wymagania dotyczące konserwacji z góry określić możliwość szybkiej i taniej renowacji uszkodzonych (uszkodzonych) części samolotu i szybkiego utrzymania wielkości floty silników lotniczych. Znaczenie tych wymagań rośnie ze względu na ciągłe komplikacje dotyczące statków powietrznych i sprzętu.

Większość samolotów pokładowych jest zaprojektowana do działania w nieprzygotowanych miejscach, chociaż niektóre, takie jak De Havilland Canada Dash 7, wymagają pasa startowego. Większość z nich ma także koło ogonowe, choć zdarzają się wyjątki, np.: Quest Kodiak en, De Havilland Twin Otter czy Peterson 260SE en. Wiatrakowce to także samoloty posiadające możliwości UVP, ponieważ mają krótki rozbieg, ale są w stanie wylądować praktycznie bez rozbiegu.

Wymagana długość pasa startowego dla określonego typu samolotu zależy od kwadratu jego prędkości przeciągnięcia, dlatego wszystkie zmiany w SUVP mają na celu zmniejszenie tej prędkości. Wysoki stosunek ciągu do masy i niski opór pozwalają szybko uzyskać start podczas startu. Podczas lądowania przebieg zmniejszają mocne hamulce i niska prędkość lądowania; Odwracacze ciągu i spoilery są mniej powszechne. Ogólnie rzecz biorąc, o przynależności statku powietrznego do klasy UVP decyduje największa z dwóch odległości: start i przelot.

Równie ważna jest zdolność statku powietrznego do unikania kolizji z przeszkodami, takimi jak drzewa, podczas startu i lądowania. Podczas startu ułatwia to stosunek ciągu do masy i niski opór. Podczas lądowania opór zwiększa się dzięki zastosowaniu klap, a także specjalnej technice pilotażu - szybowaniu, gdy samolot za pomocą steru leci z niewielkim opóźnieniem (w tym przypadku kurs nie jest równy kierunkowi lotu ). Zwiększony opór pozwala na wykonanie stromego zjazdu bez nadmiernego przyspieszania, co wiązałoby się z dłuższym biegiem.

Zazwyczaj samolot UVP ma stosunkowo dużą powierzchnię skrzydeł w stosunku do swojej masy. Skrzydło jest często wyposażone w urządzenia aerodynamiczne: szczelinowe i chowane listwy, turbulatory. Z reguły rozwój samolotu o doskonałych charakterystykach prędkości prowadzi do zmniejszenia maksymalnej prędkości lotu, ale nie do zmniejszenia ładowności. Nośność takich samolotów jest niezwykle ważna, ponieważ dla wielu małych, odizolowanych osiedli stanowią one jedyne połączenie ze światem zewnętrznym; północna Kanada czy Alaska są tego przykładami.

Większość samolotów UVP może lądować na nieprzygotowanych powierzchniach. Typowymi miejscami lądowania są obszary pokryte śniegiem lub lodem (na nartach), łąki, żwirowe brzegi rzek (na specjalnych szerokich niskociśnieniowych oponach lotniczych) i powierzchnia wody (na pływakach). Takie obszary są zwykle bardzo krótkie i zablokowane przez wzgórza lub wysokie drzewa. Często takie samoloty są wyposażone w kombinowane podwozie kołowe lub pływające, co zapewnia większą swobodę przy wyborze miejsca lądowania.

Najpopularniejszy radziecki samolot UVP, An-2, ma usztywnioną konstrukcję dwupłatowca z kołem ogonowym. Piloci zeznają, że jest w stanie utrzymać kontrolowany lot z prędkością 50 km/h.

Projektowanie samolotów z pionowym startem i lądowaniem jest obarczone dużymi trudnościami związanymi z koniecznością stworzenia lekkich silników, sterownością przy prędkościach bliskich zera itp.

Obecnie znanych jest wiele projektów samolotów do pionowego startu i lądowania, z których wiele zostało już wdrożonych w rzeczywistych samolotach.

Samoloty ze śmigłami

Jednym z rozwiązań problemu pionowego startu i lądowania jest stworzenie samolotu, w którym siła nośna podczas startu i lądowania tworzona jest poprzez obrót osi obrotu śmigieł, a w locie poziomym – przez skrzydło. Obrót osi obrotu śmigieł można uzyskać poprzez obrót silnika lub skrzydła. Skrzydło takiego samolotu (ryc. 160) wykonane jest w konstrukcji wielodźwigarowej (co najmniej dwa drzewce) i jest przymocowane do kadłuba na zawiasach. Mechanizmem obrotu skrzydła jest najczęściej podnośnik śrubowy z obrotem synchronicznym, który zapewnia zmianę kąta montażu skrzydła na kąt większy niż 90°.

Skrzydło na całej rozpiętości wyposażone jest w klapy wieloszczelinowe. W obszarach gdzie skrzydło nie jest nawiewane strumieniem powietrza ze śmigła lub gdzie prędkość nadmuchu jest mała (w środkowej części skrzydła), montuje się listwy pomagające wyeliminować przeciągnięcie przy dużych kątach natarcia. Pionowy ogon jest stosunkowo duży (w celu zwiększenia stabilności kierunkowej przy niskich prędkościach lotu) i jest wyposażony w ster. Zwykle sterowany jest stabilizator takiego samolotu. Kąty montażu stabilizatora mogą zmieniać się w szerokich granicach, zapewniając przejście samolotu od startu pionowego do lotu poziomego i z powrotem. Nasada płetwy przechodzi w tylną belkę ogonową, na której w płaszczyźnie poziomej zamontowany jest wirnik ogonowy o małej średnicy i zmiennym skoku, zapewniający kontrolę wzdłużną w zawisie i lotach przejściowych.

Zespół napędowy składa się z kilku potężnych silników turbośmigłowych, charakteryzujących się niewielkimi rozmiarami i niskim ciężarem właściwym rzędu 0,114 kg/l. pp., co jest bardzo ważne w przypadku samolotu pionowego startu i lądowania dowolnej konstrukcji, ponieważ takie urządzenia podczas startu pionowego muszą mieć większy ciąg niż ich waga. Oprócz pokonania ciężaru, ciąg musi pokonać opór aerodynamiczny i wytworzyć przyspieszenie, aby przyspieszyć samolot do prędkości, przy której siła nośna skrzydła w pełni zrekompensuje ciężar samolotu, a sterowanie powierzchniami aerodynamicznymi będzie wystarczająco skuteczne.

Poważną wadą konstrukcyjną samolotów pionowego startu i lądowania ze śmigłami jest to, że zapewnienie bezpieczeństwa lotu i niezawodnej sterowności statku powietrznego podczas pionowego startu i w nieustalonych warunkach lotu osiągane jest kosztem uczynienia konstrukcji cięższą i bardziej złożoną ze względu na zastosowanie mechanizmu obrotu skrzydeł i przekładni synchronizującej obrót śmigieł.

System sterowania samolotem jest również złożony. Sterowanie podczas startu i lądowania oraz w locie przelotowym w trzech osiach odbywa się za pomocą konwencjonalnych aerodynamicznych powierzchni sterowych, ale w trybie zawisu. W trybach przejściowych przed i po locie przelotowym stosuje się inne metody kontroli.

Podczas wznoszenia pionowego sterowanie wzdłużne odbywa się za pomocą poziomego śmigła ogonowego (o zmiennym skoku) umieszczonego za stępką (ryc. 160, b), sterowanie kierunkiem odbywa się poprzez różnicowe wychylenie końcowych sekcji klap, dmuchane przez strumień ze śmigieł, a sterowanie boczne odbywa się poprzez różnicę zmiany skoku zewnętrznych śmigieł.

W trybie przejściowym następuje stopniowe przejście do sterowania za pomocą konwencjonalnych powierzchni; W tym celu wykorzystuje się mikser sterujący, którego działanie programuje się w zależności od kąta obrotu skrzydła. Układ sterowania zawiera mechanizm stabilizujący.

Poprawa osiągów samolotów pionowego startu i lądowania za pomocą śmigieł jest obecnie możliwa dzięki zamknięciu śmigła w pierścieniowym kanale (krótkiej rurze o odpowiedniej średnicy). Takie śmigło rozwija ciąg o 15-20% większy niż ciąg śmigła bez „ogrodzenia”. Wyjaśnia to fakt, że ścianki kanałów zapobiegają przepływowi sprężonego powietrza z dolnych powierzchni śmigła do górnych, gdzie następuje redukcja ciśnienia, oraz zapobiegają rozproszeniu przepływu ze śmigła na boki. Dodatkowo, gdy śruba zasysa powietrze nad kanałem pierścieniowym, powstaje obszar niskiego ciśnienia, a ponieważ śruba wyrzuca strumień sprężonego powietrza, różnica ciśnień w górnej i dolnej części pierścień kanałowy prowadzi do wytworzenia dodatkowej siły nośnej. Na ryc. 161 i przedstawia schemat samolotu pionowego startu i lądowania ze śmigłami zamontowanymi w pierścieniowych kanałach. Samolot zaprojektowano w układzie tandem z czterema śmigłami napędzanymi wspólną przekładnią.

Sterowanie w trzech osiach w locie przelotowym i pionowym (rys. 161, b, c, d) odbywa się głównie poprzez różnicową zmianę skoku śmigieł i wychylanie klap umieszczonych poziomo w strumieniach wyrzucanych przez śmigła za kanały.

Należy zauważyć, że samoloty pionowego startu i lądowania ze śmigłami mogą rozwijać prędkość 600-800 km/h. Osiąganie wyższych prędkości lotu poddźwiękowych, a tym bardziej naddźwiękowych, możliwe jest jedynie przy zastosowaniu silników odrzutowych.

Samolot o napędzie odrzutowym

Znanych jest wiele konstrukcji samolotów do pionowego startu i lądowania z napędem odrzutowym, można je jednak dość ściśle podzielić na trzy główne grupy ze względu na rodzaj zespołu napędowego: samoloty z pojedynczym zespołem napędowym, z zespołem napędowym oraz z zespołem napędowym. elektrownia z zespołami zwiększającymi ciąg.

Samoloty z jednym zespołem napędowym, w których ten sam silnik wytwarza ciąg pionowy i poziomy (ryc. 162), teoretycznie mogą latać z prędkościami kilkukrotnie większymi od prędkości dźwięku. Poważną wadą takiego samolotu jest to, że awaria silnika podczas startu lub lądowania może doprowadzić do katastrofy.

Samolot z kompozytową elektrownią może także latać z prędkością ponaddźwiękową. Jego zespół napędowy składa się z silników przeznaczonych do pionowego startu i lądowania (podnoszenie) oraz silników do lotu poziomego (obsługa), rys. 163.

Silniki podnoszące mają oś pionową, natomiast silniki napędowe mają oś poziomą. Awaria jednego lub dwóch silników dźwigowych podczas startu umożliwia kontynuację pionowego startu i lądowania. TRD i DTRD mogą być stosowane jako silniki napędowe. Podczas startu silniki napędowe mogą również brać udział w wytwarzaniu ciągu pionowego. Wektor ciągu jest odchylany albo przez obracające się dysze, albo przez obracanie silnika wraz z gondolą.

W statkach powietrznych z silnikami odrzutowymi stabilność i sterowność podczas startu, lądowania, zawisu i stanów przejściowych, gdy siły aerodynamiczne są nieobecne lub są niewielkie, zapewniają urządzenia sterujące typu gazodynamicznego. Zgodnie z zasadą działania dzieli się je na trzy klasy: z doborem sprężonego powietrza lub gorących gazów z elektrowni, z wykorzystaniem wielkości ciągu pędników oraz z wykorzystaniem urządzeń odchylających wektor ciągu.

Urządzenia sterujące z odciągiem sprężonego powietrza lub gazów są najprostsze i najbardziej niezawodne. Przykładowy układ urządzenia sterującego ze sprężonym powietrzem pobieranym z silników podnoszenia pokazano na rys. 164.

Samoloty wyposażone w zespół napędowy z zespołami zwiększającymi ciąg mogą być wyposażone w zespoły turbowentylatorowe (Rys. 165) lub wyrzutniki gazu (Rys. 166), które wytwarzają niezbędny ciąg pionowy podczas startu. Elektrownie tych samolotów można budować w oparciu o silniki turboodrzutowe i silniki turboodrzutowe.

Zespół napędowy samolotu wraz z zespołami zwiększającymi ciąg pokazany na rys. 165, składa się z dwóch silników turboodrzutowych zainstalowanych w kadłubie i wytwarzających ciąg poziomy. Podczas pionowego startu i lądowania silniki turboodrzutowe służą jako generatory gazu do napędzania obrotów dwóch turbin z wentylatorami umieszczonymi w skrzydle i jednej turbiny z wentylatorem w przedniej części kadłuba. Wentylator przedni służy wyłącznie do sterowania wzdłużnego.

Sterowanie samolotem w trybach pionowych zapewniają wentylatory, a w locie poziomym - stery aerodynamiczne. Samolot z elektrownią wyrzutnikową pokazany na ryc. 166, posiada zespół napędowy składający się z dwóch silników turboodrzutowych. Aby wytworzyć ciąg pionowy, strumień gazu kierowany jest do wyrzutnika umieszczonego w środkowej części kadłuba. Urządzenie posiada dwa centralne kanały powietrzne, z których powietrze kierowane jest do kanałów poprzecznych zakończonych dyszami szczelinowymi.

Każdy silnik turboodrzutowy jest podłączony do jednego kanału centralnego i połowy kanałów poprzecznych z dyszami, dzięki czemu w przypadku wyłączenia lub awarii jednego silnika turboodrzutowego urządzenie wyrzutnikowe nadal działa. Dysze wychodzą do komór wyrzutników, które są zamknięte klapami na górnej i dolnej powierzchni kadłuba. Kiedy zespół eżektorowy działa, gazy wypływające z dyszy wyrzucają powietrze, którego objętość jest 5,5-6 razy większa niż objętość gazów, która jest o 30% większa niż ciąg silnika turboodrzutowego.

Gazy wypływające z komór eżektorowych mają niską prędkość i temperaturę. Pozwala to na obsługę samolotu z pasów startowych bez specjalnej powłoki, a ponadto urządzenie wyrzutnikowe zmniejsza poziom hałasu silnika turboodrzutowego. Sterowanie statkiem powietrznym w trybie przelotowym odbywa się za pomocą konwencjonalnych powierzchni aerodynamicznych, a w trybie startu, lądowania i przejścia za pomocą systemu sterów odrzutowych zapewniających stabilność i sterowność samolotu.

Elektrownie z wektorem ciągu mają kilka bardzo poważnych wad. Zatem elektrownia z zespołem turbowentylatorowym wymaga dużych objętości, aby pomieścić wentylatory, co utrudnia stworzenie skrzydła o cienkim profilu, które normalnie pracuje w przepływie naddźwiękowym. Elektrownia eżektorowa wymaga jeszcze większych objętości.

Zwykle przy takich schematach występują trudności z rozmieszczeniem paliwa, co ogranicza zasięg lotu samolotu.

Rozważając konstrukcje samolotów, można spotkać się z błędnym przekonaniem, że możliwość pionowego startu powinna być rekompensowana przez zmniejszenie ładunku unoszonego przez samolot. Nawet przybliżone obliczenia potwierdzają wniosek, że samolot pionowego startu o dużej prędkości lotu można stworzyć bez znaczących strat w udźwigu czy zasięgu, jeśli od samego początku projektowania samolotu opierać się na wymaganiach pionowego startu i lądowania .

Na ryc. 167 przedstawiono wyniki analizy mas samolotów konstrukcji konwencjonalnej (normalnego startu) i PKB. Porównuje się samoloty o tej samej masie startowej, posiadające tę samą prędkość przelotową, wysokość, zasięg i podnoszące ten sam ładunek. Ze schematu na ryc. 167 jest widoczny, ale samolot PKB (z 12 silnikami nośnymi) ma zespół napędowy cięższy od samolotu konwencjonalnego o około 6% masy startowej normalnego samolotu startowego.

Dodatkowo gondole silników nośnych zwiększają masę konstrukcji samolotu PKB o kolejne 3% masy startowej. Zużycie paliwa podczas startu i lądowania, łącznie z ruchem naziemnym, jest o 1,5% większe niż w przypadku konwencjonalnego statku powietrznego, a waga dodatkowego wyposażenia samolotu PKB wynosi 1%.

Tę dodatkową masę, nieuniknioną w przypadku samolotu pionowego startu, wynoszącą około 11,5% masy startowej, można zrekompensować poprzez zmniejszenie masy pozostałych elementów jego konstrukcji.

Zatem w przypadku samolotu PKB skrzydło jest mniejsze w porównaniu do konwencjonalnego samolotu. Ponadto nie ma konieczności stosowania mechanizacji skrzydeł, co zmniejsza wagę o około 4,4%.

Dalszych oszczędności w masie samolotu PKB można oczekiwać poprzez zmniejszenie masy podwozia i ogona. Masę podwozia samolotu PKB, zaprojektowanego na maksymalną prędkość opadania 3 m/s, można zmniejszyć o 2% masy startowej w porównaniu do konwencjonalnego samolotu.

Zatem bilans wagowy samolotu PKB pokazuje, że masa konstrukcyjna samolotu PKB jest większa od masy konwencjonalnego statku powietrznego o około 4,5% maksymalnej masy startowej konwencjonalnego statku powietrznego.

Jednak konwencjonalny samolot musi posiadać znaczną rezerwę paliwa na potrzeby wstrzymania lotów i znalezienia lotniska zapasowego w przypadku złej pogody. Tę rezerwę paliwa dla samolotu startującego pionowo można znacznie zmniejszyć, ponieważ nie potrzebuje on pasa startowego i może wylądować w prawie każdym miejscu, którego wymiary mogą być nieznaczne.

Z powyższego wynika, że samolot PKB, mając taką samą masę startową jak samolot konwencjonalny, może przewozić ten sam ładunek i latać z tą samą prędkością i na tym samym zasięgu.

Wykorzystana literatura: Autorzy „Podstaw Lotnictwa”: G.A. Nikitin, EA Bakanow

Pobierz streszczenie: Nie masz dostępu do pobierania plików z naszego serwera.

Samolot krótkiego startu i lądowania (STOL) to statek powietrzny, który do działania wymaga krótkiej długości pasa startowego. Nie podano jeszcze międzynarodowej definicji tego typu statków powietrznych, ale wszystkie sprowadzają się do regulowania długości rozbiegu, rozbiegu startu i wysokości przeszkód na końcu pasa startowego.

Schematy układu

Większość samolotów pokładowych jest przeznaczona do nieprzygotowanych startów i lądowań, ale niektóre wymagają wyposażonego pasa startowego, np. De Havilland Canada DHC-7. Ponadto większość samolotów tego typu ma koło ogonowe jako część podwozia, ale są wyjątki, na przykład Peterson 260SE, De Havilland Twin Otter, Quest Kodiak. Wiatrakowce to także statki powietrzne posiadające możliwości UVP – potrafią lądować bez rozbiegu i mają krótki rozbieg podczas startu.

Dla konkretnego typu statku powietrznego wymagana długość pasa startowego zależy od kwadratu prędkości przeciągnięcia, dlatego prace projektowe przy tworzeniu statku powietrznego sprowadzają się do zmniejszenia tej prędkości. Niski opór powietrza i wysoki stosunek ciągu do masy pozwalają szybko oderwać się od ziemi. Podczas lądowania przebieg pojazdu zmniejsza wpływ mocnych hamulców i małej prędkości lądowania, rzadziej wykorzystuje się w tym celu wsteczny ciąg i spojlery. O tym, czy samolot należy do typu UVP, decyduje większa z dwóch odległości: rozbieg i rozbieg.

Ważna jest również zdolność statku powietrznego do unikania kolizji z przeszkodami, takimi jak linie energetyczne i drzewa, podczas lądowania i startu. Podczas startu ułatwia to niski współczynnik oporu i ciągu do masy pojazdu. Podczas lądowania, w celu zwiększenia oporu, stosuje się klapy i specjalną technikę pilotażu - szybowanie, podczas którego po włączeniu steru samolot leci z lekkim „opóźnieniem”. Zatem zwiększony opór ułatwia strome zjazdy bez zwiększania prędkości, co zwiększyłoby przebieg.

Zazwyczaj samolot UVP ma dużą powierzchnię skrzydeł w stosunku do własnej masy. Skrzydło często wyposażone jest w urządzenia aerodynamiczne: turbulatory, listwy chowane i szczelinowe. Rozwój samolotu o dobrych charakterystykach prędkościowych prowadzi do zmniejszenia jego prędkości maksymalnej, ale nie wpływa na zmianę ładunku.

W przypadku takich samolotów ważnym wskaźnikiem jest nośność, ponieważ dla niektórych małych osad są one jedynym połączeniem ze światem zewnętrznym, na przykład północnymi regionami Alaski czy Kanady.

Większość samolotów powietrznych ma możliwość lądowania na nieprzygotowanych powierzchniach. Typowym miejscem lądowania tego typu urządzeń są tereny lodowe lub śnieżne (na podwoziach narciarskich), kamieniste brzegi rzek, łąki (na szerokich niskociśnieniowych oponach lotniczych) oraz powierzchnia wody (na pływakach). Takie obszary są zwykle blokowane przez wysokie drzewa lub wzgórza i są wyjątkowo krótkie. Podwozie takich samolotów jest często typu kombinowanego: kołowo-pływakowe lub kołowo-narciarskie, co daje pilotowi swobodę wyboru miejsca lądowania.

Najpopularniejszym samolotem produkowanym w ZSRR z możliwością UVP jest An-2. Jego konstrukcja to usztywniony dwupłatowiec z kołem ogonowym. Z informacji pilotów wynika, że samolotem można sterować w powietrzu z prędkością 590 km/h.

Zestawy UVP

Amerykańskie firmy produkują specjalne zestawy modyfikacyjne, które poprawiają możliwości startu i lądowania samolotu. W USA małe samoloty są dobrze rozwinięte i bardzo powszechne, dlatego montaż takich zestawów jest popularną usługą. Zestaw może składać się z owiewek krawędzi natarcia skrzydeł, unoszących się w powietrzu lotek, końcówek skrzydeł, uszczelek szczelin mechanizacyjnych, grzbietów aerodynamicznych, automatycznego systemu równoważenia nachylenia i turbulatorów.

Przykłady samolotów UVP

Wydra bliźniacza De Havilland DHC-6.

Klasyfikacja samolotu:

Samoloty pionowego startu i lądowania są atrakcyjne, ponieważ są mało wymagające dla systemu bazowego, co czyni je bronią o gwarantowanej reakcji i dużej elastyczności użytkowania.

Koniec lat 60-tych był ważnym okresem w rozwoju światowego lotnictwa. Następnie stworzono i wprowadzono do służby jakościowo nowe typy samolotów, z których większość do dziś koncepcyjnie definiuje lotnictwo. Jednym z tych przełomowych obszarów był samolot pionowego (krótkiego) startu i lądowania (VTOL). Na początku lat 70. wyłonili się światowi liderzy w nowej dziedzinie – Wielka Brytania i ZSRR, którym udało się uruchomić masową produkcję. W Związku Radzieckim wiodącym biurem projektowym zajmującym się rozwojem tej klasy było Biuro Projektowe A.S. Jakowlew.

Krajowy pierworodny samolot Jak-38 był niedoskonały i uznawany był za model przejściowy. Został zastąpiony jakościowo nowym Jak-41, pierwszy na świecie naddźwiękowy samolot VTOL. Według danych taktyczno-technicznych znacznie przewyższył brytyjskiego konkurenta Harriera najnowszymi modyfikacjami i mógł walczyć niemal na równi z najnowszym wówczas amerykańskim myśliwsko-bombowcem pokładowym F/A-18A. Przy maksymalnej prędkości 1800 km/h promień bojowy Jak-41 podczas startu pionowego i lotu do celu z prędkością poddźwiękową mógł osiągnąć 400 km, a podczas startu z krótkim rozbiegiem – do 700 km.

Samolot Jak-41 został wyposażony w radar wielomodowy, którego charakterystyka była zbliżona do radaru Żuka na . Miał wbudowaną armatę 30 mm, a na zawieszeniu przenosił regulowane bomby powietrzne i rakiety, w tym bojowe powietrze średniego zasięgu R-27 w różnych modyfikacjach i krótkiego zasięgu R-73, powietrze-ziemia X-29. i X-25, przeciwokrętowy X-35 i przeciwradarowy X-31. Upadek Związku Radzieckiego i późniejsze zawirowania gospodarcze zatrzymały rozwój krajowego SVKVP, od 1992 r. Zaprzestano finansowania tego obszaru w Biurze Projektowym Jakowlewa.

Wielka Brytania rozpoczęła etapową modernizację swoich samolotów Harrier VTOL. Jego pierwotna wersja była prawie równoważna Jak-38, nie posiadała pokładowego radaru, posiadała jedynie broń niekierowaną i promień bojowy porównywalny z jego radzieckim odpowiednikiem. Następnie samolot przeszedł głęboką modernizację.

Na początku wojny o Falklandy (Malwiny) w 1982 roku przyjęty na uzbrojenie floty Sea Harrier FRS.1 był już pełnoprawnym pojazdem bojowym, który mógł służyć jako myśliwiec i samolot szturmowy. 28 samolotów tego typu, operując z lotniskowców „Invincible”, „Hermes” i pospiesznie wyposażonych stanowisk na lądzie, zestrzeliło 22 samoloty w bitwach z argentyńskimi siłami powietrznymi i zapewniło skuteczne wsparcie desantowo-desantowym siłom szturmowym w głębi terytorium wroga obrona. Działania brytyjskich lotniskowców pokazały wyjątkowe znaczenie samolotów VTOL w operacjach morskich.

Harrier w różnych modyfikacjach jest nadal jedynym produkowanym samolotem tej klasy, służy w wielu krajach, m.in. w USA, Wielkiej Brytanii, Indiach, Włoszech i Hiszpanii. Z wyjątkiem Ameryki, Harrier jest wszędzie uważany za samolot pokładowy. Oznacza to, że w krajach, które nie mają pełnoprawnych lotniskowców, Harrier zastępuje maszyny konwencjonalnymi urządzeniami do startu i lądowania.

Główne zalety tej klasy polegają przede wszystkim na jakościowo szerszych możliwościach naziemnych, które mogą znacznie zwiększyć stabilność bojową grupy Sił Powietrznych pod atakami wroga. Ale jak dotąd te zalety nie zostały nigdzie wykorzystane.

Wszyscy rozproszeni!

Doświadczenia wojen ostatnich dziesięcioleci pokazują, że działania militarne rozpoczynają się od ofensywy powietrznej na dużą skalę. Pierwsza taka operacja ma na celu przede wszystkim zdobycie przewagi w powietrzu. Najważniejszym elementem tego pozostaje porażka samolotów wroga na lotniskach.

Ataki na bazy osiągają potrójny cel: zniszczenie samolotów, zniszczenie sieci lotnisk, przede wszystkim pasów startowych, zakłócenie systemu logistycznego Sił Powietrznych, w szczególności uszkodzenie zapasów paliwa i amunicji, sił i środków ich zaopatrywania samolotów . W rezultacie, nawet jeśli uda się uratować część lotnictwa, jest ono pozbawione skuteczności bojowej.

Samolot pionowego startu i lądowania Jak-41

Dla krajów, które nie zamierzają jako pierwsze inicjować działań wojskowych, kwestia zapewnienia stabilności bojowej lotnictwa w bazach pod masowymi atakami powietrznymi jest niezwykle istotna. Zapewnienie tej stabilności jedynie poprzez niezawodny system obrony powietrznej jest bardzo problematyczne. Liczba lotnisk jest ograniczona, ich lokalizacja i charakterystyka są dobrze znane, dlatego agresor może stworzyć takie zgrupowanie sił i środków uderzeniowych, wybrać taki sposób działania, który zapewni mu pokonanie obrony powietrznej.

Kluczowym warunkiem zapewnienia trwałości Sił Powietrznych jest rozproszenie ich na lotniska zapasowe. Jednak nowoczesne samoloty bojowe o normalnym starcie mają wysokie wymagania dotyczące długości i jakości (na przykład wytrzymałości nawierzchni) pasa startowego. Taki pas to obiekt kapitałowy, którego budowa jest czasochłonna i łatwy do utożsamienia z nowoczesnymi środkami rozpoznawczymi. Jeżeli jako lotniska rozproszeniowe wykorzystuje się lotniska cywilne i odcinki autostrad, problemu nie da się radykalnie rozwiązać, gdyż jest ich niewiele, szczególnie na obszarach o słabo rozwiniętej sieci drogowej.

Prowadzi to do najważniejszego wniosku: zapewnienie stabilności bojowej współczesnych grup lotnictwa bojowego przed wyprzedzającymi atakami wroga możliwe jest głównie poprzez radykalne zwiększenie możliwości jego rozproszenia.

Jednym z bardzo obiecujących sposobów wyjścia z sytuacji mogłoby być przyjęcie SVKVP. Do krótkiego startu wystarczy im pas startowy o długości około 150 metrów, do startu pionowego wystarczy płaski teren o długości kilkudziesięciu metrów. Leśna polana lub odcinek autostrady może stać się prawdziwym lotniskiem. Wymagania dotyczące jakości powłoki są również znacznie niższe, ponieważ obciążenia dynamiczne podczas lądowania i startu samolotu VTOL na powierzchni są znacznie mniejsze niż podczas normalnego startu. Przyjęcie samolotów pionowego i krótkiego startu i lądowania znacznie rozszerzy system bazowy i ogólnie zwiększy stabilność bojową.

Nie można przecenić znaczących możliwości samolotów VTOL na morzu. W razie potrzeby można je wykorzystać do zwiększenia liczby statków powietrznych w dowolnej flocie. Po raz pierwszy zademonstrowała to Wielka Brytania podczas konfliktu o Falklandy. Oprócz dwóch dostępnych wówczas lotniskowców, Brytyjczycy w ciągu siedmiu do dziewięciu dni w ramach amerykańskiego projektu ARAPAHO przebudowali duże kontenerowce Atlantic Conveyors, Atlantic Causeway i Contender Besant do przewozu błotniaków.

Samoloty VTOL mają również szereg poważnych wad, które nie pozwalają im całkowicie zastąpić samolotów normalnym startem. Przede wszystkim jest to o 15–30% krótszy zasięg lotu, nawet przy starcie z krótkim rozbiegiem. Przy pionowym starcie promień zmniejsza się jeszcze bardziej – dwa do trzech razy i sięga zaledwie 200–400 km. Obciążenie bojowe jest również mniejsze ze względu na złożony i ciężki układ napędowy. Według dyrektora centrum inżynieryjnego Biura Projektowego A.S. Jakowlew, Konstantina Popowicza, koszt samolotu z pionowym i krótkim startem i lądowaniem może być półtora razy większy.

Należy jednak zaznaczyć, że nie ma powodów ani czynników uniemożliwiających stworzenie samolotu VTOL zdolnego do walki na równych prawach z konwencjonalnymi samolotami. Przykładem może być opracowanie i przyjęcie amerykańskiego samolotu F-35 (Lightning-2) VTOL. Pojazd wykonany jest w „technologiach stealth”, przy maksymalnej masie startowej około 30 ton, przyzwoitym promieniu bojowym około 800 km i obciążeniu bojowym około 8000 kg. To prawda, że \u200b\u200bjego koszt jest wysoki, a w przypadku produktów seryjnych może wynosić 70–100 milionów dolarów.

Odnotowane zalety i wady determinują niszę samolotów VTOL w systemie uzbrojenia lotniczego dowolnego państwa. W ramach Sił Powietrznych samoloty te mogą stanowić podstawę gwarantowanej grupy reagowania, czyli tej części lotnictwa, która po wyprzedzającym zmasowanym uderzeniu wroga może wziąć udział w operacjach bojowych. Rozproszenie samolotów VTOL w małych grupach po wielu małych miejscach startu, ukrytych przed rozpoznaniem wroga, nawet jeśli są niskiej jakości, wyeliminuje porażkę podczas pierwszych uderzeń.

We flotach, nawet tych posiadających pełnoprawne lotniskowce, samoloty te znacznie zwiększą liczbę statków powietrznych, które będą niezbędne do utrzymania korzystnego reżimu operacyjnego w ważnych obszarach, ochrony łączności, formacji desantowych podczas przejścia morskiego i w lądowiska, a także w interesie ugrupowań tylnych.

Zatem nisza dla samolotów VTOL jest oczywista i żadna inna klasa samolotów nie jest w stanie ich zastąpić w tym zakresie. Fakt ten jest coraz bardziej doceniany na całym świecie. To nie przypadek, że już ustawia się kolejka chętnych krajów, które złożyły zamówienia na ich zakup do Lightning-2.

Siła jest kluczem do dobrego sąsiedztwa

A w Rosji niestety sytuacja z samolotami tej klasy jest bardzo zła. W latach 90-tych ich program rozwoju został zamknięty, a część technologii trafiła do USA i tam z powodzeniem jest stosowana. Do chwili obecnej szkoły projektowania naukowego, technologicznego i inżynieryjnego SVKVP zostały zniszczone. Jak ze smutkiem stwierdza Konstantin Popowicz, w rozwoju Jak-41 pozostało już tylko kilku specjalistów.

Dostępna dokumentacja i ocalali specjaliści nadal umożliwiają ożywienie produkcji krajowego SVKVP. Według Popovicha zajmie to do dziesięciu lat. Odtworzenie całego łańcucha produkcyjnego, zaczynając od komponentów, wymaga znacznych nakładów. A przede wszystkim należy ożywić produkcję odpowiednich silników, dla których trzeba przyjąć specjalny program państwowy.

We współczesnym jednobiegunowym świecie gwarancją utrzymania partnerstw z państwami zachodu, zwłaszcza zamorskimi, wschodem i południem może być jedynie zdecydowane zrozumienie przez wszystkie strony, że presja militarna na Rosję nie ma sensu, powodzenie operacji wojskowej przeciwko niej jest Niegwarantowane. Jednym z najważniejszych czynników pozwalających nam osiągnąć stabilną pozycję jest zdolność naszych Sił Powietrznych do reagowania na agresora w każdych warunkach. Z kolei można to osiągnąć poprzez wystarczające zgrupowanie SVKVP.

Aby odeprzeć masowe ataki powietrzne, musimy wprowadzić do bitwy liczbę myśliwców porównywalną z siłami atakującymi, we współpracy z naziemnymi systemami obrony powietrznej. Oznacza to, że Siły Powietrzne potrzebują co najmniej 250-300 samolotów pionowego i krótkiego startu i lądowania. Mając tak dużą liczbę samolotów, Rosja jest w stanie wystawić co najmniej 100–150 samolotów VTOL do przechwycenia agresora, nawet jeśli lotnisko główne i rezerwowe z samolotami konwencjonalnymi zostały już zniszczone.

Bez statków powietrznych rosyjska marynarka wojenna nie jest w stanie zapewnić rozwiązania tak kluczowego zadania, jak utrzymanie korzystnego reżimu operacyjnego poza zasięgiem lotnictwa lądowego. Wsparcie powietrzne jest szczególnie ważne przy osłanianiu okrętów nawodnych i łodzi podwodnych przed samolotami patrolowymi bazy wroga i zapobieganiu przedostawaniu się małych grup statków i łodzi nawodnych do chronionych obszarów.

Statki wyposażone w samoloty VTOL mogą znacząco zwiększyć efektywność krajowej floty także w dalekobieżnych strefach morskich i oceanicznych. Tam są w stanie skutecznie rozwiązywać problemy obrony powietrznej (pokazali to brytyjskie błotniaki podczas konfliktu anglo-argentyńskiego) i uderzać w pojedyncze grupy okrętów wroga.

Jak pokazuje doświadczenie bojowego użycia amerykańskich uniwersalnych okrętów desantowych (UDC) przeciwko Jugosławii, ich grupy powietrzne są skuteczne w uderzaniu celów naziemnych w ramach zmasowanych uderzeń powietrznych i rakietowych, a także podczas działań systematycznych.

Dziś nasza flota składa się tylko z jednego lotniskowca. Dlatego nie jest gotowy, aby wraz ze swoją grupą powietrzną rozwiązać cały zakres zadań, które należy przypisać lotnictwu okrętowemu. Każda nasza flota musi posiadać co najmniej dwa lekkie lotniskowce z samolotami VTOL. W tej roli możemy wykorzystać te narzucone naszej flocie. Mając taką grupę lotniczą, ich obecność w rosyjskiej marynarce wojennej będzie poważnie uzasadniona.

Całkowite zapotrzebowanie Marynarki Wojennej Rosji na samoloty VTOL wynosi około 100 sztuk, a biorąc pod uwagę Siły Powietrzne, nasz kraj potrzebuje co najmniej 350–400 pojazdów. Po przeanalizowaniu niezbędnych kosztów rozwoju sieci lotnisk i rekompensaty strat wynikających z ewentualnych wyprzedzających zmasowanych ataków powietrznych i rakietowych wroga stwierdzamy, że program budowy szybkiego samolotu desantowego i zakupu wymaganej liczby takich samolotów samoloty będą znacznie tańsze. A skuteczność obronności państwa będzie tylko wzrastać.