Экспериментальный истребитель с ВВП Versuchs-Jäger VJ 101. Германия. Часть 2

Данный материал был переведен уважаемым коллегой NF и немного доработан мной.

Часть I

Прежде чем мы расскажем о VJ 101 C-X2 и далее о «Tornado», мы в соответствии с неоднократно высказанными пожеланиями сначала хотели бы более точно описать силовую установку этого интереснейшего самолёта.

В этом мы можем опереться на официально изданное руководство по эксплуатации, грифом секретности с которого был снят в ноябре 1966 года.

Самолёт

Экспериментальный самолёт VJ 101 X1 предназначен для испытаний конфигурации СВВП и определения лётных характеристик в режимах висения, переходных режимах при взлете и посадке и в режиме горизонтального полёта.

Самолёт был одноместным и, в соответствии с предъявляемым к нему требованиям, не всепогодным.

Силовая установка представляет собой шесть идентичных бесфорсажных двигателей Rolls Royce RB 145, попарно расположенных в виде треугольника. Два двигателя, предназначенные только для выполнения вертикального взлёта и посадки, неподвижно установлены за кабиной пилота. Четыре других двигателя являются подъемно-маршевыми и устанавливались попарно на законцовках крыла во вращающихся относительно своей оси моторных гондолах. Направление тяги, развиваемой этими четырьмя двигателями, может варьироваться от вертикального до горизонтального в зависимости от положения моторных гондол. В зависимости от положения моторных гондол и направления тяги расположенных в них двигателей самолёт двигался в том или ином направлении, т.е. взлетал, садился, летел горизонтально или переходил из одного режима полёта в другой. Запуск силовых установок производился при помощи гидравлического стартера.

Расположенные в моторных гондолах двигатели приводятся в движение двумя гидравлическими насосами, работающими от двух независимых друг от друга гидравлических систем обеспечения. Обеспечение электроэнергией осуществлялось от двух генераторов, вырабатывающих электрический ток частотой 400 Hz и оснащенных двумя выпрямителями и гидравлическим приводом. Аварийное электроснабжение осуществлялось от бортовой аккумуляторной батареи.

Самолёт имел систему штанг с гидравлическим управлением, приводившую необратимые клапаны, которые, в свою очередь, служили для привода аэродинамических рулей. При зависании самолёта и во время перехода от одного режима полёта к другому параллельно через педаль газа осуществлялось управление двигателями силовой установки и клапанами гидравлического привода цилиндров, отклонявших моторные гондолы с установленными в них двигателями. Управление самолётом при крене и тангаже осуществлялось при помощи модульного регулятора силовой установки. Управление самолётом по курсу осуществлялись за счет отклонения моторных гондол противоположного направлению изменения курса. Автоматический стабилизатор обеспечивал определённое положение самолёта во время взлёта и зависания и во время перехода из одного режима полёта в другой. Благодаря совершенной автоматике стабилизатор при выходе из строя какого-либо из двигателей мог стабилизировать положение самолёта.

Специальный регулятор служил для предотвращения опасного положения самолёта, когда в процессе выполнения горизонтального полёта мог выйти из строя одного из установленных в моторных гондолах двигателей.

Для улучшения стабилизации самолёта относительно всех трех осей в горизонтальном полёте имелся демпфер. Серводвигатели, приводившие этот стабилизатор, представляли собой единый блок с цилиндрами привода рулей.

Неразъемное крыло имело посадочные щитки и элероны. Хвостовое управление представляло собой неподвижный киль, руль направления и цельноповоротные стабилизаторы.

Кабина пилота имела систему отопления и кондиционер. Фонарь кабины пилота не сбрасывался. Катапультируемое кресло Martin Baker MK GA 7 класса «ноль-ноль» позволяло пилоту при необходимости покинуть самолёт на нулевой высоте и при нулевой скорости.

При выполнении обычной посадки для торможения самолёта использовался тормозной парашют.

Размеры

Длина с приёмником воздушного давления: 17500 мм

Максимальный размах, включая и гондолы силовой установки: 6608 мм

Наибольшая высота с учетом высоты шасси: 3904 мм

Высота самолёта до верхней кромки кабины пилота (без заправки топливом): 2220 мм

Весовые нагрузки

Примерный вес полностью снаряженного самолёта, включая пилота, тормозной парашют, створки шасси и масло силовой установки при применении неподвижно установленного шасси без запаса топлива

G_leer = 5,05  5,05 тонн

При заполнении всех топливных баков (примерно 1,86 тонны) и израсходовании 50 кг топлива, необходимого для подготовки силовой установки к выполнению горизонтального старта максимальный взлётный вес самолёта

G_{h max} = 6,86 тонн

Максимально допустимый вес при выполнении вертикального старта по данным фирмы Rolls-Royce (в устивиях стандартной атмосферы)

Gvmax = 5,99 тонн

Силовая установка

Все двигатели силовой установки одного типа – Rolls Royce RB 145. Различие между подъемными и подъемно-маршевыми двигателями заключается в измерительной системе и в соплах.

Rolls Royce RB 145 представляла собой одновальный одноконтурный турбореактивный двигатель с тяговооруженностью 8:1.

Девятиступенчатый осевой компрессор приводится во вращение двухступенчатой осевой турбиной. Всасываемый компрессором воздух при номинальных оборотах двигателя уплотняется в соотношении 6:1. В кольцевой камере сгорания воздух нагревается до 1250°K. Через многочисленные форсунки, расположенные в передней части камеры сгорания, топливо впрыскивалось в камеру в направлении движения потока газов в ней. Высокая температура находившихся в камере сгорания газов вызывала самовоспламенение топлива. Лишь при запуске двигателя необходимо специально воспламенять топливо-воздушную смесь.

Необходимой для привода компрессора вращающий момент получается благодаря частичному разряжению давления раскалённых газов в турбине. После прохождения потока газов через турбину остаток энергии (температура газов в расположенной за турбиной форсунке порядка 1050°K) создавал необходимую тягу.

Двигатель без потерь, вызванных забором воздуха, развивает максимальную статическую тягу в 1250 кг.

Для предотвращения излишнего сжатия воздуха в компрессоре на малых оборотах двигателя его лопатки на входе в компрессор переставлялись и часть забранного из вне воздуха после 5-й ступени компрессора через вращающийся клапан отводились наружу. Часть отводимого от двигателей №№ 3, 5 и 6 воздуха через специальный воздуховод направлялась к кондиционеру. При 14000 об/мин, что составляет порядка 80 % от номинальной величины числа оборотов двигателя, выпускной клапан был полностью открыт. В интервале между 80 % и 91,5 % от номинальной величины числа оборотов двигателя (14000–16000 об/мин) клапан периодически прикрывался. При 16 000 об/мин (91,5 % от номинальной величины) клапан был полностью закрыт.

Чертеж 12. Расположение двигателей

Чертеж 13. Подъемный и подъемно-маршевый двигатель RB 145

Регулирование угла перестановки лопаток на входе в компрессор и выпускного клапана производится при помощи подпружиненного цилиндра топливной системы двигателя. Угол установки лопаток зависел от развиваемых двигателем оборотов и соответствовал изменению величины квадрата давления топлива в топливной системе. Кроме этого пятая ступень компрессора служила для охлаждения лопаток турбины и трех подшипников; дополнительно была предусмотрена блокировка, предотвращающая попадание выходящего из выпускного клапана воздуха во внутреннюю часть катушки, к которой крепились лопатки.

Система смазки силовой установки имеет механический привод и подает масло к подшипникам при помощи забирающего масло шестерёнчатого насоса, и далее посредством компрессора.

Мы коротко опишем некоторые отдельные агрегаты двигателя:

• a) воздухозаборник,
• b) систему подачи топлива под давлением,
• c) систему запуска и систему зажигания,
• d) контрольно-измерительная и обслуживающая аппаратура.

Воздухозаборник

У подъемных двигателей забор воздуха производится через приводимый с помощью гидравлики клапан. Клапан воздухозаборника открывается принудительно при помощи другого клапана, расположенного на нижней части первого из двух вышеуказанных двигателей. Открытие верхнего клапана, выполняющего функции спойлера, производится в направлении противоположном направлению полёта.

У маршевых двигателей на больших скоростях конус воздухозаборника постоянно установлен в выдвинутом положении. Этим обеспечивалось наличие дополнительного кольцевого щелевого зазора в каждой из моторных гондол, что в свою очередь обеспечивало в определенном диапазоне скоростей полёта самолёта лучшие условия для забора воздуха, распределения давления и увеличения развиваемо двигателями тяги.

Система подачи топлива под давлением

Система подачи топлива под давлением подаёт и распределяет топливо, поступающее к форсункам двигателей. Необходимая для этого система регулировки подачи топлива реагирует на изменения состояния воздушных условий перед компрессором, таких как температура, давление и плотность воздуха, а также от скорости полета и числа оборотов двигателя.

К насосу высокого давления топливo поступает от топливной системы пониженного давления через тормозную систему с пневматическим приводом низкого давления и топливный фильтр. Между насосом высокого давления и системами регулировки подачи топлива находится масляный радиатор. Если давление топлива в топливопроводах, расположенных в масляном радиаторе, превысит допустимые параметры, автоматически откроется перепускной клапан, благодаря которому удастся предотвратить возможное прекращение подачи масла от радиатора. Подогреваемое в радиаторе топливо в соответствии с потребностями работающего двигателя будет поступать к форсункам силовой установки через регулятор подачи топлива по внешним топливопроводам.

Топливный насос высокого давления

Топливный насос высокого давления представляет собой поршневой насос с механическим приводом и с изменяемым ходом поршня. В корпусе данного насоса располагаются многочисленные подпружиненные поршни, опирающиеся на плавающую шайбу. Наклон оси вращения осуществляется при помощи подпружиненного поршня, регулируемого при помощи гидравлики системы управления агрегатом, вследствие чего обеспечивается регулирование подачи топлива к форсункам.

Аналогичным образом работает и регулятор оборотов двигателя, который предотвращает превышение числа оборотов выше допустимого предела.

Ограничитель числа оборотов двигателя состоит из диска, подвешенного с некоторым эксцентритетом. При достижении двигателем максимально допустимых оборотов центробежная сила автоматически прекращает подачу топлива к форсункам. Это оказывает воздействие на ход поршней топливного насоса высокого давления.

Регулятор ускорения

Регулятор ускорения управляет временными промежутками впрыска топлива в камере сгорания и, таким образом, регулирует процессы, происходящие в перегретой турбине, и одновременно предохраняет компрессор от помпажа. Между насосом высокого давления и регулирующим клапаном расположен подпружиненный измерительный поршень, регулирующий подаваемое к форсункам топлива давление P_2Stat.

Разница в величине давления при регулировке оказывает влияние на ход поршня топливного насоса высокого давления, и таким образом величина давления P_2Stat пропорционально изменяется.

Далее при очень низком соотношении величин давлений P2/P1, т.е. при малых оборотах двигателя или при полётах на больших высотах подача топлива к форсункам ограничена допустимой величиной.  Дальнейшее открытие регулирующего клапана уже не оказывает влияния на увеличение подачи топлива к форсункам.

Барометрический регулятор давления

Величины скорости потока воздуха, его давления и температуры перед компрессором зависят от общего давления P_1ges в системе подачи воздуха. Его величина и изменение регистрируются барометрическим регулятором давления и цилиндром системы управления топливного насоса высокого давления. При помощи гидравлики эти результаты передаются далее, вследствие чего количество необходимого для работы двигателя топлива и напор топливным насосом высокого давления соответствующим образом изменяются.

При постоянном давлении P_1ges поршневой золотник переставляет положение регулирующего клапана, таким образом барометрический регулятор давления подаёт команду на топливный насос высокого давления, и насос поддерживает постоянное по величине давление топлива подаваемого к форсункам. Количество подаваемого к форсункам топлива изменяется линейно в соответствии с перестановкой поршневого золотника.

Регулирующий и отсекающие клапаны

Регулирующий клапан в топливной системе высокого давления является основным регулирующим элементом, при помощи которого пилот управляет количеством подаваемого к форсункам топлива. Расположенный в кабине пилота рычаг регулировки параметров работы силовой установки может перемещаться летчиком при помощи стартового рычага или рычага, регулирующего величину тяги двигателей, а также ручки управления и тяг, что позволяет регулировать количество топлива, подаваемого к форсункам двигателей. Для предотвращения подачи к форсункам большего, чем это необходимо количества топлива его излишки через перепускной клапан направляются обратно в часть системы подачи топлива, работающую под низким давлением. В конечном положении поршневой золотник полностью перекрывает регулирующий клапан топливной системы и таким образом оказывает воздействие на перекрывающий топливную систему клапан.

Дозирующий клапан топливной системы

Дозирующий клапан топливной системы служит для распределения топлива, поступающего к основным форсункам. Клапан представляет собой простой с пружиной цилиндр и регулирует предварительно заданное давление топлива в системе подачи топлива, идущего к основным форсункам. Благодаря этому подаваемое топливо разделяется на основные потоки. Этим разделением подаваемого топлива на отдельные потоки достигается его хорошее распределение во всей системе регулировки подачи топлива.

Форсунки

Форсунки состоят из «ведущей» форсунки, основной форсунки и вращающейся платы. Основная форсунка расположена кольцеобразно вокруг «ведущей» форсунки. По каналам с круглым сечением воздух обтекает горелки, предотвращая их закоксование. Вращающаяся плата придаёт струе топлива конусообразную форму, что обеспечивает его эффективное сгорание.

Системы запуска и зажигания

Каждый из турбореактивных двигателей имеет свой гидравлический стартовый двигатель для запуска. В процессе запуска турбореактивного двигателя этот гидравлический двигатель проворачивает силовую установку. На самолёте установлены две полностью отдельные друг от друга подобные гидравлические системы. Система II обеспечивает запуск гидравлическими стартовыми двигателями двигатели № 1 – 4. Система I ,соответственно, обеспечивает запуск двигателей № 5 и 6. При запуске силовой установки находящегося на земле самолёта привод гидравлических систем осуществляется от внешней гидравлической системы.

Турбореактивные двигатели можно запускать только по одному один за другим.

Нижние двигатели мотогондол запускаются при помощи ведомых насосов («Slave-Pumpen») гидравлических систем I и II. При запуске двигателей давление во внешней гидравлической системе должно быть выше, чем давление, при котором отключается гидравлический насос. Это необходимо для того чтобы гидравлические насосы при минимальном объёме рабочих элементов имели минимальный вращающий момент. В этом состоянии прогревается насос ведущих помп («Master-Pumpe») двигателей № 1 или №6. Благодаря наличию небольшого количества масла в гидравлической системе подогрев до требуемой температуры происходит очень быстро. При этом в данном состоянии необходимо использовать «Master-Pumpe» на очень короткое время для запуска того или иного двигателя. Количество масла в «Slave-Pumpe» увеличивается до такой величины, что насос имеет возможность более продолжительное время работать с минимальным количеством масла.

При самостоятельном включении расположенного на правой стороне приборной панели переключателя «Engine Starting/Restarting» подаётся напряжение к переключателю «Engine Start» и выбранному двигателю через селектор, расположенный на левой стороне приборной панели, а так же к стартовому двигателю предназначенному для запуска ТРД силовой установки. Гидравлический отключающий клапан открывается и запускается стартовый двигатель, который проворачивает ТРД силовой установки на оборотах равных 16% от номинальных. Одновременно пускателя селекторного реле перемещается в положение, в котором он должен находиться при запуске силовой установки, и фиксируется в этом положении. Через селектор напряжение подаётся к системе запуска ТРД силовой установки. Запуск силовой установки и зажигание в ней топлива происходят одновременно.

Непосредственно после включения пускателя соответствующий рычаг запуска ТРД силовой установки перемещается в положение, необходимое для работы двигателя на холостых оборотах. При этом загорается сигнальная лампочка. Турбореактивный двигатель запускается и, работая на холостых оборотах, развивает обороты, составляющие 40 ± 3 % от номинального значения.

При достижении ТРД числа оборотов равного 34,5 % от номинального установленный на стартовом двигателе центробежный переключатель прерывает подачу на него напряжения. Переключатель выходит из зацепления, и все реле системы запуска двигателя возвращаются в исходное положение. Процесс запуска силовой установки завершен.

Перемещением рычага регулировки оборотов двигателей силовой установки до первого фиксированного положения двигатели набирают положенные для работы на земле холостые обороты равные 46 ± 2 % от номинальных оборотов. Если рычаг для регулировки оборотов силовой установки переставляется из одного фиксированного положения в другое, то в этом случае можно, используя только стартовый рычаг, получить высокие обороты силовой установки.

Обороты силовой установки в диапазоне между холостыми и максимальными достигаются путём перестановки рычага регулировки тяги силовой установки.

Два подъемных двигателя можно запустить только при открытых створках сопел.

Контрольно-измерительное и вспомогательное оборудование

Привод системы пожаротушения низкого давления

Рычаги для привода системы пожаротушения низкого давления соответствуют порядковому номеру двигателей силовой установки. В выключенном положении рычаги находятся внизу.

Пусковой рычаг

Пусковые рычаги расположены в той же самой последовательности, что и рычаги системы пожаротушения низкого давления. Рычаги для запуска двигателей № 3 и 4 имеют рукоятки в виде блоков. Перед запуском двигателей рычаги для их запуска находятся в заднем положении.

Чертеж 14. Верхняя и нижняя приборные доски

Рычаг отключения двигателей

Рычаг отключения двигателей при помощи пружины постоянно отжат вперёд. Если рычаг потянуть назад, то все двигатели силовой установки одновременно отключатся.

Чертежи 15,16. Правая и левая вспомогательные панели

Рычаг регулировки тяги двигателей

После запуска силовой установки тяга всех двигателей определяется положением рычага регулировки тяги. Тягa подъемных двигателей дополнительно регулируется в зависимости от положения гондол крыльевых двигателей силовой установки. Перед запуском двигателей рычаги регулировки величины тяги находятся в заднем положении. Перемещение рычага для торможения силовой установки производится по направлению вращения часовой стрелки. Рычаг для регулировки тяги силовой установки находится на панели с кнопками выключателя, при помощи которого регулируется положение крыльевых моторных гондол относительно вертикали и горизонтали.

Чертеж 17. Рычаги регулировки тяги силовой установки, стартовый рычаг, отключения двигателей, системы пожаротушения

Перед запуском силовой установки переключатель «Selector» должен быть установлен в соответствующее положение для каждого из её двигателей. Запуск силовых установок осуществляется в следующем порядке: 2, 1, 5, 6, 3, 4.

Вращающаяся ручка «Cranking» расположена справа от переключателя «Selector».

Переключатель для запуска силовых установок и их перезапуска во время полёта

Переключатели «Start» и «Relight» находятся слева от рычага регулировки тяги. В выключенном положении рычаг располагается сзади.

Переключатель и контрольная лампочка показывающая положение створок подъемных двигателей

Привод створок подъемных двигателей осуществляется путём нажатия кнопки «Lift Engine Flaps». Для открытия створок рычаг необходимо передвинуть вперёд. Положение створок возможно регулировать в трех видимых пилоту позициях. Когда крепление, фиксирующее створки, освобождено об этом свидетельствует красная лампочка. При достижении створками конечного (полностью открыты) положения загорается зелёная лампочка.

Указатели положения моторных гондол и их блокировка

Положение моторных гондол показано в виде контуров на верхней части приборной панели. Конечные положения обозначены как «LEVEL» и «VTOL». Гондолы в их горизонтальном положении закреплены замками, о чем свидетельствуют оба сигнала «left-pod-lock-right», которые на верхней части приборной панели обозначены как «CL». Если замки, фиксирующие положение маршевых двигателей, открыты, загорается красная лампочка.

Чертеж 18. Индикация положения створок подъемных двигателей, лампочка для положения моторных гондол

Тахометр

Индикация развиваемых двигателями оборотов осуществляется в процентах от максимальных значений. Имеются две шкалы: большая, на которой показываются обороты в десятках процентов от 0% до 100%, и малая слева сверху, показывающая величины от 0% до 9%. Тахометры всех шести двигателей расположены рядом друг с другом.

Указатель температуры выхлопных газов Т4

Указатели со шкалой от 0 до 1000°C расположены рядом с тахометрами силовой установки.

Сигнальная лампочка давления масла

При снижении давления масла в двигателе ниже нижней границы загорается оранжевая лампочка «Oil Press».

Сигнальная лампочка топливной системы низкого давления

При снижении давления топлива на входе в топливную систему низкого давления загорается оранжевая лампочка «Fuel Press».

Сигнальные лампочки пожарной сигнализации

Для каждой из силовых установок над тахометрами имеется сигнальная лампа красного цвета «Fire». Температура каждого из установленных в гондолах двигателей фиксируется отдельно от соседнего при помощи лампочек красного цвета «Fire right pod» и «Fire left pod» ( в начале и в конце ряда сигнальных лампочек). Работоспособность системы пожарной сигнализации можно протестировать при помощи специальной кнопки «Fire Test».

Чертеж 19. Переключатель двигателей силовой установки, вращающаяся ручка и указатель температуры

Указатель количества топлива и предупреждения о величине остатка топлива

Количество топлива в расходном баке топливной системы указано на приборной доске на индикаторе «Tank 1». Количество топлива в основном топливном баке указано на индикаторе «Tank 2». На шкалах, показывающих количество топлива, его количество указано в виде величины в 100 меньшей фактического наличия топлива (LBS×100). Размер шкалы для Tank 1 от 0 до 26, для Tank 2 от 0 до 15. Работоспособность каждой их систем контроля наличия топлива можно проверить расположенной рядом с индикаторами кнопкой для тестирования. При тестировании индикаторы, показывающие наличие топлива в баках, должны показывать «0». Индикатор расходного топливного бака «Fuel rest» загорается при остатке топлива в баке 605 LBS (350 литров).

Чертеж 20. Указатель количества топлива и предупреждения о величине остатка топлива

Система смазки

Система смазки обеспечивает подачу масла к подшипникам двигателя, к редуктору установленных на валу двигателя агрегатов, подшипникам редуктора и к элементам, на которых крепятся различное оборудование. В задней части редуктора, служащей одновременно в качестве маслосборника, шестеренчатые масляные насосы установлены в виде единого агрегата.

Масляный бак

Патрубки для наполнения масляного бака расположены справа спереди от каждого двигателя и оборудованы контрольными щупами. Проверка уровня масла двигателей должна проводиться при их вертикальном расположении. Общее количество масла в маслосборнике и в маслопроводах каждого из двигателей составляет 2,2 литра.

Масляные насосы

Всасывающий трубопровод каждого масляного насоса расположен таким образом, что при предписанном уровне масла в маслосборнике при различных положениях силовых установок осуществляется его надёжный забор и подача к точкам подлежащим смазке.

Предохранительный клапан, установленный перед подлежащими элементами конструкции двигателя, автоматически перекрывает подачу масла при увеличении давления выше 45 PSIG (3,2 атм). Насос, подающий масло в систему смазки, и насос, откачивающий масло из системы смазки, имеют общий привод и приводятся общим валом.

Масляный радиатор

Масло под давлением, не превышающим максимальное в 45 PSIG (3,2 атм.), подается насосом, который установлен перед подлежащими смазке элементами конструкции, проходит сначала через масляный радиатор и масляный фильтр. Часть тепла, выделяемого системой смазки двигателя, через масляный радиатор передаётся топливу, находящемуся в топливной системе высокого давления. Непосредственно перед подлежащими смазки элементами конструкции двигателя установлен еще один масляный фильтр.

Давление масла в системе смазки

В случае если по каким-либо причинам давление масла в системе смазки снизится до величины ниже чем 22,5 PSIG (1,6 атм.) на приборной панели загорается соответствующая сигнальная лампочка.

Топливная система

Топливная система состоит из:

• • двух мягких топливных баков;
• • пяти топливных насосов с гидравлическим приводом;
• • одного теплообменника;
• • двух устройств для замера количества топлива в топливных баках и устройства сигнализирующего об израсходовании топлива до резервного остатка;
• • шести сигнальных устройств, предупреждающих о снижении давления топлива в топливной системе ниже нижнего допустимого предела;
• • шести предохранительных пожарных клапанов и необходимых перепускных клапанов и топливопроводов.

Топливные баки

В фюзеляже самолёта расположены два топливных бака. Передний бак (Tank 1) является расходным, тогда как задний (Tank 2) предназначен для перекачки топлива. Ёмкость переднего топливного бака составляет 1438 литров (2490 LBS – топливо JP 1). Ёмкость заднего топливного бака составляет 827 литров (1430 LBS).

Количество топлива, заливаемого в баки через расположенные вверху горловины, зависит от программы полёта.

Каждый топливный бак имеет собственный датчик определения количества топлива. Передний топливный бак имеет встроенное устройство, сигнализирующее об израсходовании топлива до резервного остатка, равного 350 литров (605 LBS).

В самых низких точках топливных баков расположены клапана для сброса топлива. Топливо из каждого из топливных баков можно сбросить отдельно от другого бака.

Вентиляция

Принудительная и вытяжная вентиляция топливных баков осуществляется при помощи перемещающихся в трех измерениях трубопроводов. Выходные патрубки трубопроводов вентиляции расположены примерно в середине фюзеляжа в передней части ниши правой основной стойки шасси. Принудительная и вытяжная вентиляция топливных баков выполнены таким образом, что при выполнении самолётом различных маневров предотвращено вытекание топлива через элементы вентиляционной системы топливных баков.

Предусмотрено снижение давления в топливных баках при относительно низких скоростях и малых высотах полёта для предотвращения снижения давления испаряющихся топливных паров.

Система подачи топлива из заднего топливного бака

Подача топлива из заднего топливного бака в передний расходный бак осуществляется при помощи насоса с гидравлическим приводом. В конце трансферного топливопровода расположен плавающий предохранительный клапан, который поддерживает на постоянном уровне количество топлива в расходном баке до тех пор, пока топливо подаётся в него подаётся из заднего топливного бака. Обратный клапан и обратный топливопровод предотвращают переливание топлива из заднего топливного бака в передний расходный в случае отказа плавающего предохранительного клапана. В этом случае топливо через вентиляционные трубопроводы выбрасывается наружу.

В случае если плавающий предохранительный клапан по какой-либо причине не станет нормально функционировать или выйдет из строя топливный насос заднего топливного бака, то топливо из заднего бака не сбрасывается.

Топливные насосы

Четыре топливных насоса с центрифугами, установленные в расходном топливном баке, обеспечивают бесперебойную подачу топлива к шести двигателям RB 145. По соображениям безопасности к каждой из функционирующих отдельно друг от друга гидравлических систем I и II подключены по два топливных насоса.

Топливный насос заднего топливного бака работает от гидравлической системы I.

Производительность топливных насосов расходного топливного бака обеспечивает надёжную подачу любого необходимого для одновременной работы всех шести двигателей RB 145 количества топлива.

Предохранительный клапан топливной системы, расположенный за расходным топливным баком, в случае выхода из строя одного из топливных насосов предотвращает слив топлива обратно в расходный топливный бак.

Сзади за топливопроводами расположены пожарные краны с механическим приводом. На входе каждого топливного насоса высокого давления установлен сигнальный датчик. При выходе из строя системы подачи топлива к какого-либо из двигателей на приборной панели загорается сигнальная лампочка «fuel press».

Теплообменник

Для охлаждения масла, находящегося в гидравлической системе, предусмотрен нагрев поступающего к двигателям топлива за счет отдачи тепла от масла. Параллельно этому теплообменнику расположен подпружиненный обратный клапан, регулирующий при помощи термостата проходящий через теплообменник поток топлива. Таким образом, при большом расходе топлива предотвращается значительное охлаждение масла в гидравлической системе.

Система электроснабжения

Установленное на самолете электрооборудование потребляет электрический ток различного напряжения и частоты:

• • трехфазная система электроснабжения 115/200 В, 400 Гц;
• • переменный ток 26 В, 400 Гц;
• • постоянный ток 27 В.

Трехфазная система электроснабжения

Выработка необходимой для нормального функционирования всех систем самолёта электроэнергии производится двумя трехфазными генераторами с самовозбуждением с регуляторами напряжения с гидравлическим приводом мощностью по 3000 ВА.

Чертеж 21. Переключатель батареи и генератора, автоматический выключатель

Генератор № 1 приводится от гидравлической системы №I, генератор № 2 приводится от гидравлической системы № II. Клапаны с электрическим приводом, отключающие обе гидросистемы, могут разобщать гадравлический привод генераторов от гидравлических систем. Поддержание постоянной частоты вырабатываемого генераторами электрического тока обеспечивается постоянными оборотами вращения генераторов. Каждый из генераторов имеет устройства, контролирующие вырабатываемое генератором напряжение и частоту. Сенсоры № 1 и № 2 управляют переключающими устройствами и предохранителями S1 и S2.

Распределение вырабатываемой генераторами электроэнергии осуществляется по двум отдельным электрическим сетям. Трехфазный ток бортовой электрической сети может быть связан с измерительной сетью трехфазного тока только тогда, когда генераторы не работают.

Трехфазная бортовая электрическая сеть обеспечивает электроэнергией следующее оборудование:

• • трансформатор-выпрямитель Ti (1000 Вт);
• • однофазный трансформатор (26 В);
• • автоматический стабилизатор;
• • гироскоп указателя курса;
• • трехосный демпфер;
• • авиагоризонт;
• • указатель вращения самолёта относительно продольной оси;
• • подогрев трубки Пито на режиме высоких скоростей;
• • систему предупреждения об израсходовании топлива до резервного остатка;
• • систему пожарной сигнализации;
• • вентиляцию кабины пилота.

Измерительная сеть трехфазного тока обеспечивает электроэнергией следующие устройства:

• • трансформатор-выпрямитель Ti (1000 Вт);
• • контрольно-измерительное оборудование (телеметрия);
• • устройство определения колебаний (Schwingungsgeräte).

Питание переменным током

От бортовой сети трехфазного тока однофазный трансформатор на 1000 ВА и подаёт напряжение в 26 В на следующее оборудование:

• • измеритель угла атаки;
• • измеритель угла бокового сноса;
• • указатель угла установки рулей высоты;
• • гироскоп указателя курса.

Питание постоянным током

Бортовая аккумуляторная батарея (24 В, 7 А×ч) служит для управления подачей трехфазного тока к потребителям, для регулирования бортовой сети постоянного тока и при выходе из строя обоих генераторов в качестве аварийного источника бортовой сети постоянного тока. Эта бортовая сеть обеспечивается электроэнергией от генераторов № 1 и № 2 и от выпрямителей трансформаторов Т1 и через диоды трансформатора Т2.

Питание измерительной сети постоянного тока осуществляется только через выпрямитель трансформатора Т2.

Бортовая сеть постоянного тока подаёт напряжение на следующие системы и агрегаты:

• • управление створками подъемных двигателей;
• • управление блокировкой моторных гондол;
• • управление поворотом моторных гондол;
• • запуск всех шести двигателей и зажигание топливо-воздушной смеси;
• • управление посадочными шитками;
• • управление элеронами;
• • управление стабилизатором;
• • авиагоризонт;
• • депмферы всех трех осей (Dreiachsendämpfer);
• • индикатор указателя скорости;
• • указатель положения створок подъемных двигателей;
• • указатель положения посадочных щитков;
• • указатель положения моторных гондол;
• • указатель количества топлива;
• • подогрев трубки Пито для малых скоростей полёта;
• • предупреждение о снижении давления масла;
• • предупреждение о снижении давления топлива;
• • предупреждение о возникновении пожара;
• • предупреждение о снижении давления в тормозной системе;
• • предупреждение о неполадках в системе подачи кислорода пилоту;
• • предупреждение о неполадках в креплении фонаря;
• • система контроля за температурой в кабине пилота;
• • радиостанция;
• • радиокомпас.

Измерительная сеть постоянного тока подаёт напряжение на следующее оборудование:

• • контрольно-измерительнее оборудование (телеметрия);
• • камера, установленная в кабине пилота;
• • оборудование, питающееся (через диоды) от бортовой сети постоянного тока.

Внешнее подключение к источникам питания электрического тока

При нахождении самолёта на земле трехфазный ток может подаваться от специального наземного устройства, установленного на автомобильном шасси. Разъём для подключения расположен на днище фюзеляжа рядом с основным шасси. Таким образом, одновременно с бортовой трехфазной сетью напряжение подаётся как на сеть постоянного тока, так и на измерительные сети, работающие на трехфазном и на постоянном токе.

Переключатель аккумуляторной батареи

Переключатель аккумуляторной батареи соединяет бортовую аккумуляторную батарею с сетью постоянного тока. Одновременно подключается оборудование для управления генератором № 2 и сенсора № 1.

Переключатель генераторов

Переключение генераторов № 1 и № 2 производится при помощи предназначенных для этих целей гидромоторов. Переключатель № 1 переключает одновременно и соединение между генератором № 1 и сенсором № 1, в то время как переключатель № 2 помимо обеспечения соединения между генератором № 2 и сенсором № 2 обеспечивает управление электрической линии системы управления, расположенной у переключателя батареи.

Контрольно-измерительная аппаратура генератора

Для каждого из генераторов на случай их отказа предусмотрено по одной красной сигнальной лампе. Лампы расположены на приборной панели перед переключателем генератора. При выходе из строя генераторов загорается соответствующая сигнальная лампа.

Рис. 24. Известный телевизионный эксперт и эксперт в авиации и космонавтике Шиманн (Schiemann) делает репортаж о X1

Соединение бортовой электрической сети

Бортовая трехфазная и измерительная электрические сети могут быть соединены через автоматический переключатель желтого цвета «Tietrunk» и могут обеспечивать переключение следующих бортовых агрегатов:

1. только генератора № 1 в работе;
2. только генератора № 2 в работе;
3. подачу напряжения извне через соединительный штекер.

Автоматический выключатель

Автоматический выключатель расположен на правой стороне приборной панели. Соответствующее оборудование приводится в рабочее состояние при помощи нажатия этого выключателя, пока не включилось дополнительные переключатели.

Нормальная эксплуатация

После отключения внешних источников питания гидравлической системы II и отключения сигнальной лампочки давления гидравлической системы II генератор № 2 может запускаться. Трехфазная бортовая сеть питается через переключатель и основной предохранитель S1. Измерительная сеть подключается нажатием магистрального связного переключателя «Tietrunk».

После запуска установленных в гондоле двигателей № 2 и № 1 гидравлическая система I питается от наземной гидравлической установки. Генератор № 1 можно запускать в работу. Бортовая сеть трехфазного тока через основной предохранитель S1 и генератор № 1 и измерительная сеть 3-х фазного тока через предохранитель S2 питается от генератора № 2. Магистральный связной переключатель «Tietrunk» не работает.

После запуска двигателей № 5 и № 6 питание от наземной гидравлической установки прекращается. Оба генератора приводятся в действие уже от бортовой гидравлической системы самолёта.

Обеспечение работы гидравлических систем самолёта

Гидравлическая система самолёта состоит из полностью независимых друг от друга гидравлических систем. При нормальных условиях работы работе обе гидравлические системы работают параллельно.

Технические данные

Гидравлическая система I

Гидравлическая система I включает в себя следующие агрегаты:

• • два насоса приводимых в действие силовой установкой;
• • один резервуар;
• • один масляный аккумулятор;
• • один манометрический переключатель;
• • один предохранительный клапан высокого давления;
• • один термический предохранительный клапан внешнего борта (Außenbord);
• • один выпускной клапан;
• • четыре обратных клапана;
• • один фильтр высокого давления;
• • один фильтр низкого давления;
• • один теплообменник;
• • один штуцер для подключения к внешним источникам питания.

Оба насоса и два предохранительных клапана установлены в правой моторной гондоле. Основная часть агрегатов гидравлической системы расположена в специальном отсеке в центре фюзеляжа. Доступ в данный отсек осуществляется через нишу основной стойки шасси.

Гидравлическая система I питает следующие агрегаты:

• • рулевая машинка правого элерона (два поршня);
• • рулевая машинка левого элерона (два поршня);
• • рулевая машинка стабилизатора (один тандемный поршень);
• • рулевая машина руля направления (два поршня);
• • привод поворота правой моторной гондолы (один тандемный поршень);
• • привод поворота левой моторной гондолы (один тандемный поршень);
• • демпфер серводвигателя руля направления;
• • серводвигатель поворота гондол в режиме VTOL;
• • привод трех топливных насосов (баков 1 и 2);
• • привод генератора № 1.

К гидравлической системе I дополнительно подключаются стартеры для подъемно-маршевых двигателей №№ 5 и 6. При нахождении самолёта на земле к обоим стартерам от наземной передвижной установки через разъёмы  под давлением подавалось масло. Привод стартеров от бортовой гидравлической системы невозможен.

Гидравлическая система II

Гидравлическая система II включает в себя следующие агрегаты:

• • два насоса приводимых в действие силовой установкой;
• • один резервуар;
• • один масляный аккумулятор;
• • один манометрический переключатель;
• • один предохранительный клапан высокого давления;
• • один термический предохранительный клапан внешнего борта (Außenbord);
• • один выпускной клапан;
• • четыре обратных клапана;
• • один фильтр высокого давления;
• • один фильтр низкого давления;
• • один теплообменник;
• • один штуцер для подключения к внешним источникам питания.

Оба насоса и два предохранительных клапана установлены в левой моторной гондоле. Основная часть агрегатов гидравлической системы расположена в специальном отсеке в центре фюзеляжа.

Система № II обеспечивала работу следующих агрегатов:

• • рулевая машинка правого элерона (два поршня);
• • рулевая машинка левого элерона (два поршня);
• • рулевая машинка стабилизатора (один тандемный поршень);
• • рулевая машина руля направления (два поршня);
• • привод поворота правой моторной гондолы (один тандемный поршень);
• • привод поворота левой моторной гондолы (один тандемный поршень);
• • демпфер серводвигателя правого элерона;
• • демпфер серводвигателя левого элерона;
• • демпфер серводвигателя стабилизатора;
• • привод трех топливных насосов (бака 1);
• • привод генератора № 2;
• • привод двух стартеров для запуска подъемных двигателей;
• • серводвигатель поворота гондол в режиме VTOL (тангаж);
• серводвигатель поворота гондол в режиме VTOL (рыскание);
• привод створок подъемных двигателей;
• привод стопоров крепления моторных гондол;
• привод посадочных щитков консолей крыла;
• привод тормозной системы шасси.

К гидравлической системе I дополнительно подключаются стартеры для подъемно-маршевых двигателей №№ 1 и 2. При нахождении самолёта на земле к обоим стартерам от наземной передвижной установки через разъёмы  под давлением подавалось масло. Привод стартеров от бортовой гидравлической системы невозможен.

Гидравлические насосы

Основной и дополнительный гидравлические насосы представляют собой аксиальные поршневые насосы с изменяемым рабочим объёмом. Каждый из насосов приводится в действие через понижающий редуктор от подъемно-маршевых двигателей. Количество подаваемого в гидравлическую систему масла зависит от оборотов двигателя. Для работы каждого из гидравлических насосов без кавитации требуется при заборе масла создать определённое давление. Гидравлические насосы обеих гидравлических систем подключаются параллельно и работают по принципу «Master» и «Slave». Насос «Master» подает масло только в случаях, когда потребности в части подачи масла ко всем агрегатам нормальные. Насос «Slave» подает дополнительный объём масла в случаях, когда для работы агрегатов необходимо подавать максимальное количество масла. В этом случае насос «Slave» работал в холостом режиме не подает масло. Обратный клапан в блоке насоса не соединён с принадлежащим ему маслозаборником, а подключен к маслозаборнику насоса «Master».

Резервуар

Резервуар служит для создания необходимого для работы гидравлических насосов давления, компенсации потерь масла, компенсации изменений объёма масла и возможно для уравнивания объёмов масла между системами высокого и низкого давлений.

Масляный аккумулятор

Масляный аккумулятор служит для того чтобы сглаживать создаваемое волновое давление, возникающее при открытии и закрытии клапанов, перекрывать кратковременные увеличение расхода масла работающими агрегатами. Масляный аккумулятор подключен к гидравлической системе II и при отказе тормозной системы обеспечивает торможение при нормальном приземлении.

Рис. 25. Летчик-испытатель Джордж Брайт (George Bright) в кабине X1

Аккумулятор должен заправляться только азотом в виде газа (Stickstoffgas).

Принадлежащий к данной системе манометр установлен в отсеке гидравлического оборудования в середине фюзеляжа. Доступ в этот отсек осуществляется через нишу основного шасси.

Мембранный выключатель

Если давление в гидравлической системе снизится до величины ниже чем 1250 PSI (88 атм.), то в кабине пилота по команде мембранного выключателя загорается сигнальная лампочка.

Теплообменник

Теплообменники гидравлических систем I и II представляют собой объединенную систему. Масло в обеих системах осуществляет циркуляцию по собственным, не связанным друг с другом контурам. Выделяющаяся в теплообменниках тепловая энергия подогревает топливо в топливной системе низкого давления.

Подключение к внешним источникам

Подключение гидравлической системы к внешним источникам осуществляется через специальные приспособления. Запуск подъемно-маршевых двигателей так же осуществляется при помощи масла, подаваемого через эти специальные приспособления, связывающие внешние источники с гидравлической бортовой системой самолёта и расположенные в нише левой стойки основного шасси.

Оповещение

При нажатии переключателя давления вследствие наличия в гидравлической системе сниженного давления загорается красная сигнальная лампочка «Hydr. Press». При снижении давления аккумулятора тормозной системы шасси загорается красная сигнальная лампочка «Brake accumulator». Эти сигнальные лампочки располагаются рядом с обеими сигнальными лампочками гидравлических систем I и II на приборной панели внизу слева.

источник: «Senkrechtstarter Versuchs-Jäger VJ 101» LUFTFAHRT international 24