Особенности самолетов. Реактивные самолеты этого" />

Астрология


Впервые в нашей стране схема СВВП с реактивным двигателем с изменяемым направлением вектора тяги был предложен в 1946р

"Самолеты вертикального взлета и посадки.

Особенности самолетов. Реактивные самолеты этого типу. Их приложение"

Впервые в нашей стране схема СВВП с реактивным двигателем с изменяемым направлением вектора тяги был предложен в 1946р. конструктором К. А. Шуликовим. Им было также впервые предложено поворотное сопло реактивного двигателя, особенность конструкции которого, как указывалось в авторском удостоверении №166244 от 18 декабря 1948р., заключается в том, что оно оборудовано поворотными в вертикальной плоскости реактивными насадками, которые монтируются на опірних подшипниках и связанные червячной передачей с привідним механизмом. С помощью этих насадок можно изменять направление вектора тяги в вертикальной плоскости. При такой конструкции сопла энергию газов струи можно использовать непосредственно как источник поднимающей тяги для осуществления вертикального взлета, вертикальной посадки и торможения летательного аппарата.

Поворот реактивных насадок осуществлялся от електропривода с помощью червячной передачи. Сопела поставленные направляю - щими лопатками и имеют кожухи для охлаждения. Насадки могут возвращаться на любой заданный уровень, благодаря чему достигается необходимое отклонение газовой струи в зависимости от режима полета. Максимальное отклонение отвечает взлета и посадки, для торможения сопло отклоняется вперед.

К. А. Шуликовим были разработаны несколько проектов СВВП, поставленных реактивными двигателями с поворотными соплами. Сопла могли отклоняться на такой угол, чтобы равнодействующая сила тяги ТРД проходила через центр веса самолета.

Особенный интерес представляет проект СВВП из ТРД РД- 45, предложенный К. А. Шуликовим в 1947р. У этого самолета предполага - лось использовать кроме основных поворотных сопел, через которие выплывает основная часть газов ТРД, вспомогательные пово - роты насадки. Благодаря этому при установки основных сопел в отклоненное положение, которое отвечает режимам взлета и посадки, можно обеспечивать управление самолетом, возвращая вспомогательные насадки. Двигатель розміщався в носовой части СВВП в наклонном положении по так називаної реданной схеме, что обеспечивало дополнительный момент тангажа, сокращая разбег самолета при коротком взлете. Для управления самолетом на разных режимах полета в проекте предусматривалось использовать поворотный стабилизатор.

Недостаточную тяговооруженность СВВП автор улучшил в другом своем проекте, в котором предусматривалось использовать более могучий ТРД ВК- 1.

В предложенных проектах не использовалась струйная система управления, которое предусматривалось обеспечить только с помощью поворотных сопел, однако можно видеть, что предложена К. А. Шуликовим схема СВВП на несколько лет опережала предло - женную М. Вибо схему СВВП с поворотными соплами, использованную позже для СВВП P.1127.

Другим нашим конструктором - А. Я. Щербаковим в 1947р. было впервые предложено использовать поднимающие реактивные двигатели, что должны создавать поднимающую тягу и обеспечивать вертикальный взлет и посадку самолета. Им был также разработанный проект СВВП с поворотными ТРД, а в 1948р. был построен экспериментальный аппарат, который испытался подвешенным на стенде.

Теоретические и экспериментальные исследования СВВП проводились в Летно-исследовательском институте им. М. М. Громова, где в 1955р. экспериментальный аппарат Турболіт был построен конструкторским коллективом под руководством А. Н. Рафаелянца и В. Н. Матвєєва.

Этот аппарат являет собой металлическую ферму, на которой в вертикальном положении установлен реактивный двигатель ЧЕРВОНИЙ-9Т. Рядом с двигателем расположена закрытая кабина пилота и баки с топливом. Аппарат стоит на земле на четырех опорах шасси с небольшими колісьми.

Для управления на аппарате в исходном сопле ТРД установлены два газовых керма. Отклоняя их в разные стороны, можно получить продольное и поперечное управление аппаратом. Кроме того, он был поставлен струйными рулями, установленными на четырех длинных фермах. Струйные рули обеспечивают путейское управление аппара - том, а также могли быть использованы вместо газовых рулей и для продольного и поперечного управления. Руководствуются струйные и газовые рули с помощью ручки и педалей в кабине летчика.

Турболіт, испытуемый летчиком-испытателем Ю. А. Гарнаевим, успешно летал сначала на привязи, а потом в свободном полете. Управление с помощью газовых и струйных рулей действовало очень эффективно. Управляемый летчиком аппарат мог вертикально подниматься, перемещаться в воздухе в любом направлении и садиться на площадку, по размерам лишь немного перевищуючі размеры самого аппарата. Аппарат Турболет демонстрировался в полете на воздушном празднике в Тушино в 1957р., а в дальнейшем использовался для оценки стойкости и управляемости СВВП.

В начале 50-х и концы 60-х годов проблема вертикального или укороченного взлета и посадки больше всего часто обсуждалась на страницах специальных изданий. Этот факт станет понятным, если учесть, что одним из важнейших достоинств самолета, как военного оружия в течении многих лет была максимальная скорость его горизонтального полета для воздушного транспорта она в доступном для обзора будущему останется главным покозателем с точки зрения пассажира, увеличению которой сопровождал рост вертикальной скорости и высоты вертикального полета.

Введение в эксплуатацию новых типов самолетов с максимальной скоростью, соответсвующей М=2,0 - 2,5, сопровождалася ростом взлетной и посадочной скорости до 250-300 км/год, что потребовало удлиннения взлетно - посадочной полосы и, следовательно, создание новых ВПП. Такой неблагоприятный оборот дела не удалось радикально исправить применением высокоэффективной механизацией крыла, а позже и крылья изменяемой геометрии. Оба этих способу позволили лишь смягчить ситуацию, посколько отношение максимальной скорости к минимальному в самолетах не может регулироваться безгранично. Для первых серийных сверхзвуковых самолетов это отношение складывало около 5-9 и выросло до 10 для самолетов второго поколения, а для самолетов из изменяемой стреловидностью крыла оно достигло 11,5.

Стало ясно, что необходимо изменить принцип взлета и посадки - вместо касательного относительно земли направления движения перейти по возможности к вертикально с помощью дополнения аэродинамической поднимающей силы вертикальной составной тяги двигательной установки. В предельном случае тяга двигателей полностью может быть направлена вертикально, а ее величина превышать вес самолета. Если при этом выполняются условия стойкости и управляемости, то возможный подъем самолета при нулевой горизонтальной скорости. Таким способом родилась идея самолета вертикального взлета и посадки ВВП и самолета короткого взлета и посадки КВП.

Конструктивная идея самолетов ВВП и КВП

Разработка самолетов ВВП началась впервые в 50-х годах, когда был достигнут соответствующий технический уровень турбореактивного и турбовинтового двигателястроения, что вызывало повсеместную заинтерисованность в самолетах этого типу как среди потенциальных пользователей, так и в конструкторских бюро. За десятилетие прошлые с тех пор, в мире были созданы десятки опытных самолетов ВВП разных систем. Большенство конструкций было разработано в 1-2 экземплярах, что, как правило терпели аварии уже во время первых экзаменов, и дальнейшие исследования над ними уже не проводились. Большие надежды, которые связывались с такими самолетами, натолкнулись на серьезных практических трудностей, и, по опубликованным данным, на Западе сейчас имеется единственный випуска серийно околозвуковой самолет-штурмовик ВВП Харриер Р. 1127 британской фирмы Хоукер - Сиддли изготовлен так же по лицензии в США под индексом АV - 8.

Техническая комиссия НАТО, которая объявила в июне 1961р. требования истребителю-бомбордировщику вертикального взлета и посадки, дала тем же определенный импульс сверхзвукрвих самолетов ВВП в западных странах. Предусматривалось, что в 60-х - 70-х годах странам НАТО будет нужно более 5000 таких самолетов, из которихх первые войдут в эксплуатацию уже в 1067р. Прогноз такого большого количества продукции вызывал шести проектов сверхзвуковых самолетов : Р. 1150 английской фирмы Хоукер-Сиддли и западногерманской Фокке-Фульф Vj - 101 западногермаского Южного Объединения EWR -Зюд Бельков Хенкел Мессершмитт; D - 24, голландской фирмы Фоккер и амереканской Рипаблик G - 95 итальянской фирмы Фиат Мираж III - V французкой фирмы Дассо и F - 104G в варианте ВВП амереканской фирмы Локхид вместе с английскими фирмами Шорт и Роллс-Ройс.

Еще к представлению проектов на конкурс стало ясно, что он не состоится. Оказалось, что каждое государство имеет свою особенную, отличающуюся от других концепцию будущего самолета и не согласится на монополию одной или фирмы группы фирм. Например, английские военные поддержали не свои фирмы, а французкий проект, Федиративная Республика Германия поддержала проект фирмы Локхид и т. д. Судьбу конкурса обусловила, по-видемому, Франция, представители которой заявили, что независимо от результатов конкурса будут работать над своим проектом самолета Мираж III - V.

Политические, технические и тактические проблемы повлияли на изменение концепции комиссии НАТО, которая разработала новые требования. Началось создание многоцелевых самолетов. У этой ситуация только два из представленных проектов вышли из стадии предыдущего проектирования : самолет Мираж III - V, финансируемий французким правительством, и самолет Vj - 101C объединение EWR -Зюд, финансируется западногерманской промышленностью. Эти самолеты были разработаны соответственно в 3 и 2 экземплярах и поддались экзаменам 4 из них погибло в катастрофах до 1966 и в 1971 г. В 1971 г. по заказу командования авиации ВМС США начались работы над третьим сверхзвуковым самолетам ВВП в западных странах - американским XFV - 12A.

Отношение СССР к проблеме вертикального взлета и посадки проявилось в 1967 г. Во время демонстрационных полетов на подмосковном аэродроме Домодедово были показаны три опытных сверхзвуковых самолета КВП и один околозвуковой ВВП, конструкций А. І. Мікояна, П. О. Сухого и А. С. Яковлева.

В 60-х годах преобладало мысль, что большое число и разнообразность проектов и программ самолетов ВВП свидетельствуют о том, что автаконструктори рассмотрели уже все решения проблемы вертикального взлета и посадки. Создалось впечатление, что они лучше подготовлены к реализации заказов в будущем, чем конструкторы, что более 20 лет тому назад приступали к разработке военных сверхзвуковых самолетов. Однако следующая практика использования сверхзвуковой авиации показала малую вероятность того, что в ближайшем будущем сверхзвуковые самоелти ВВП найдут широкое приложение. На это указывают трудности, которые возникают прни их разработки, и тот факт, что летние данные, которыми они владеют, значительно хуже, чем у обычных современных самолетов, при высшей стоимости изготовления и эксплуатации и меньшей надежности.

Принципы использования самолетов ВВП и КВП

История развития самолетов ВВП и КВП показывает, что доныне они создавались исключительно для военной авиации. Поэтому принципы использования и типы еадач, что предусматривались или раньше ожидались в будущем, имели решающие значения при поиске наилучших решений. Потребность в самолетах подобного типа вызвана необходимостью рассредоточениявоенной авиации с целью избежать ее уничтожения на стоянке. Рассредоточение современных военных самолетов, которые требуют аэродромов из протяженнними взлетно, - посадоточними полосами, очень затрудненно не только через малый колличества последних даже с учетом соответствующих гражданских аэродромов, но через малую вероятность строительства новых в условиях войны. Это значит, что вертикальный взлет и посадка дают на первый взгляд оптимальное решение, поскольку самолет ВВП может базироваться на площадках, размеры которых не намного привишают его габариты.

Кроме способности вертикального взлета и посадки, самолеты ВВП имеют дополнительные преимущества, а именно возможностью зависания, разворота в этом положении и полета в боковом положении в зависимости от используваемих двигательной установки и системы управления.

Перечисленные приемущества самолетов ВВП в боевых условиях значительно обесцениваются наличием серьезных недостатков, которые приводят к осложнениям эксплуатации таких самолетов и ухудшению их літних данных. Экзамену сверхзвуковых самолетов и опыт их эксплуатации в военных частях показивют, что рассредоточение большого числа малых групп самолетов в разных местах выгодно с точки зрения безопасности, но не удобно с точки зрения материально - технического обеспечения топливом, запасными частями, боеприсами и т. д., что вообщем не должно зависеть от наземного транспорта. Используемые в действительных время системы материально - технического обеспечения и обсуживания не приспособлены к эксплуатации в труднодоступной местности. Поэтому необходимо создать новую систему, способную функционировать при частом изменении мест базирования, решать, кроме задач управления полетами и техническим обслуживанием, много других проблем, в частности вопрос работы, жилья, питания, бытового обслуживания и отдыха літного и наземного персонала. В этой ситуации чсно, что только военна - морская авиация, которая располагает авианосцами, готова к ефективной эксплуатации самолетов ВВП. И не случайно при проектировании современных самолетов вертикального взлета и посадки и КВП предусматривается их базирование палубах авианосцев.

Другая группа недостатков самолетов ВВП касается літних характеристик. Одной из них есть чувствительность к порывам ветра при полете на малых скоростях, вселдствии чего взлет и посадка в беспокойной атмосфере становится опасным. К недостаткам стоит отнести и значительную разницу в грузоподъемности самолета обычного взлета и вертикального или короткого взлета.

Взлетная масса самолета во время эксплуатации может быть разной в зависимости от количества принятого на борт груза чиозброєння топлива. При этом у обычных самолетов увеличения взлетной массы приводит к удлинению пути разбкга, а у самолетов ВВП - невозможности вертикального взлета. Для используваемих в данное время двигательных установок приблизительно можно считать, что самолет ВВП в варианте вертикального взлета может поднять груз, в два раза меньший, чем при обычном взлете. Через этот диапазон задач и радиус действия такого самолета существенно зависит от расположения района боевых операций относительно места взлета и от возможности выбора следующего места посадки. Опредиляющим параметром самолета ВВП является величина, обраьная тяговооруженности, то есть отношение взлетной массе к тяге при взлете. Исследования показали, что для вертикального взлета необходимое наличие значительного резерва вертикальной составной тяги относительно веса самолета.

В современных околозвукових и сверхзвуковых самолетах ВВП отношения взлетной массе к тяге двигателей складывает ~ 0,65-0,85 кг/данный. Вертикальная тяга создается или путем отклонения вниз реактивных струй тяговых двигателей, которые обеспечивают поступательное движение самолета, или с помощью специальных поднимающих двигателей, установленных в положении, близком к вертикальному.

В таблице представленные характеристики четырех сверхзвуковых самолетов вертикально взлета и посадки. Сравнение показывает, что самолеты различаются аэродинамическими схемами, системами управления на разных этапах полета и принципами работы двигательных установок.

Появление отдельных двигателй для вертикального и горизонтального полета в самолетах Мираж Бальзак и Мираж - III - V фирмы Дассо не было случайным. Этому послужили две причмни. Первая из них определяется желанием использовать уже существующую конструкцию с минимальными изменениями. Вторая причина выплывает из сравнительной оценки преимуществ и недостатков двигательной установки такого типу. Подол функций между двигателями позволяет выбрать оптимальные типы двигателей для очень разных условий взлета - посадки и горизонтального полета, особенно на сверхзвуковой скорости.

Не менее важной есть проблема безопасности во время зависания, потому что в случаии аварии одного или нескольких поднимающих двигателей должна храниться возможность благополучного приземления. Параметры такой двигательной установки зависят главным образом от характеристик поднимающих двигателей. Эти двигатели должны иметь малую удельную массу относительно поднимающей силы, малые размеры, высокую надежность и низкую стоимость. Выполнение этих требований оказывается возможным благодаря кратковременной работе двигателей - два раза на каждый полет по 30-40 из в ограниченном диапазоне скоростей и высот. Как следует из опубликованных данных, такая двигательная установка на самолете ВВП может быть эффективной только при условии создания поднимающих двигателей с удельной массой не более 0,05 кг/данный. Для сравнения напомним, что двигатели самолета Мираж III - V имеют уделюную массу 0,08 кг/данный.

Проект самолета Vj - 101C объединение EWR -Зюд разрабатывался в других условиях. Сначала предусматривалось, что это будет самолет - перехватчик, который заменит в 70-х годах самолет F, - 104G позже была принятая программа Панавиа, но потом появились требования полета на малой высоте использования самолета для нанесения ударов по наземным целям, что обусловило приминения экономической двигательной установки. В этой ситуации более выгодной оказалась комбинированная система, в которой часть двигателей используется только при взлете, посадке и не переходных режимах. Был разработанный проект двигательной установки с двумя поднимающими двигателями, расположенными вертикально за кабиной пилота, и четырьмя подъемно-маршевыми двигателями, помещенными в двух оворотние гондол, закрепленные на концах крыла. Выбор такой схемы двигательной установки продиктирован следующими розуміннями:
- во время взлета и посдки может быть использованная тяга всех двигателей;
- можно приминить форсирование в двигателях, установленных в гондолах, что повышает их ефективность ценой некоторого увеличения массы конструкции;
- отсутствующие потери тяги, которые имеют место в двигательных установках с отклонением струи газов;
- использование поворотных гондол упрощает переход в разные фазы полета;
- управление у рижимах висения, вертикального взлета и посадки может быть легко реализованно путем деффиринциального изменения тяги отдельных групп двигателей, благодаря чему не нужна специальная система струйного реактивного управления приминения которого вызывает усложние конструкции и увеличения ее веса и снижение эффективности по тяги в следствии дополнительной затраты сжатого воздуха;
- отсутствие тяговых двигателей и их сопел в фюзеляже позволяет рациональнее использовать объем самолета, например разместить все топливо вблизи центра веса и упростить конструкцию главных опор шасси;
- изменение направления тяги двигателей дает возможность осуществить короткий взлет и посадку;
- влияние земли в режиме висения щоприводить к засасыванию выхлопных газов и повышению температуры небольшой, поскольку воздухозаборники двигателей в гондолах розміщаються достаточно высоко;
- установка гондол на концах крыла в принятой аэродинамической схеме уменьшает нагруженность конструкции и ее массу, а также облнгчает доступ при обслуживании.

Единственным существенным недостатком принятой системы двигательной установки является дополнительное сопротивление от гондол. Сравнение результатов исследования для такой компановки и систем, в которой тяговые двигатели располагаются в фюзеляже, показало, что разница сопротивлений равняется сопротивлению одной гондолы. Система двигательной установки с поворотными гондолами применима только в самолетах с крылом малого удлинения, поскольку подъем самолета с помощью сил, прилагаемых к концам длинных консолей крыла, связанная с увеличением массы, потому что при этом необходимо использовать соответственно более крепкую и твердую конструкцию.

Поворотные гондолы одна из наиболее интересных особенностей самолета Vj - 101C. Весовой анализ показывает, что механизм поворота гондол весит меньше, чем система отклонения реактивной газовой струи. В конструкции узла поворота использованы шарикоподшипники большого диаметра, убудований в боковую стенку гондолы, и трубчатая ось, через которую подается необходимое питание. Гондолы возвращаются гидроприводами, которые работают в сдвоенной гидросистеме с насосами, размещенными непосредственно на двигателях. Установка рознімних соединений топливной и гидровлической системы и блока управления в плоскости конечных пересечений крыла позволяет легко демонтировать гондолы, как отдельные агрегаты. Запуск двигателей производится из помущью гидровлического стартера.

Существенную проблему при проектировании самолета вертикального взлета и посадкипредставляет выбор типа воздухозаборников, что должны удолитворять требованиям, которые относятся к принципиально разным режимам полета. Одной из трудностей есть запуск поднимающих двигателей в горизонтальном полете при позитивных углах атаки фюзеляжа, поскольку в районе воздухозаборника создается разрядка, а в районе сопла - повышенное давление. Задача взвешивается с помощью больших щитков, расположенных на верхней и нижней поверхностях фюзеляжа, которые вызывают движение движение воздуха, благоприятное для работы двигателей. Воздухозаборники основных подъемно - маршевых двигателей рассчитанные на сверхзвукавую скорость полета, потому на взлете и посадке оказалось необходимым применения дополнительного воздухозаборника, что образуется при видвижениипередней части гондолы вперед одновременно с выпуском щитков и шасси. Щель, создаваемая при этом на поверхности гондолы, увеличивает площадь пересечения воздухозаборника и благоприятно влияет на распределение скорости и давления воздушного потока на входе в компрессор даже при сильных горизонтальных порывах ветра.

В смолете XFV - 12A фирмы Норт Америкен используется явление эжекции, то есть всасывание окружающего воздуха каналами, распложенними в крыльях и горизонтальном оперении, под действием струи газов, которые выходят из турбовентиляторного двигателя. На режимах висения и полета с малой скоростью управления самолетом осуществляется с помощью четырех работающих независими эжекторов, которые создают реактивную поднимающую силу разной велечини. При горизонтальном полете двигатель работает, как в обычном полете, а при зависании и полете с малой скоростью вся струя исходных газов направляется в эжекторы.

Реактивная поднимающая сила эжекторов растет благодаря увлечение воздуха газавой струей. Вследствии смешивания этих потоков в отношении 7,5:1 скорость и температура газовоздушной смеси на выходе из эжекторы уменьшаются, а тяга растет приблизительно на 50%. Использований в этом самолете принцип еще мало изучен, невзирая на проведенных в последние годы в NASA летние экзамены модификации самолета DHC - 8A Буфало фирмы Где Хевеленд Канада, поставленного реактивными закрылками данные літних экзаменов которого значительно отличаются от результатов аэродинамических расчетов и продувов. При создании ежекторной системы были использованные исследования фирмы Локхид, на опытном самолете какой XV - 4A Колибри, совершившем первый полет в 1962р., поднимающая сила создавалась в результате эжекции воздуха струей от двух турбореактивных двигателей. Однако аэродинамика этого самолета была другой, потому что эжекторы, которые находятся в средней части фюзеляжа, не влияли на обтекание крыла и горизонтального оперения и не использовались для управления самолетом.

Согласно опубликованным данной, этот самолет имеет следующие преимущества:
- схема утечки из крыло и горизонтальное оперение, поставленным эжекторами, позволяет вовремя вертикального взлета и посадки большую поднимающую силу;
- наличие общей системы управления поднимающей силой, тягой двигателя и самолета обеспечивает простоту переходаиз режима висения в горизонтальный полет из М- 2
- большое значение коеффициента поднимающей силы в облости задней покромки крыла и оперения, благоприятный характер обтекания от действия эжекторов на верхней поверхности на переходных режимах полета;
- очень короткий разбег, что позволяет повысить грузоподъемность;
- использования щитков эжекторов как управляющих поверхностей и аэродинамических тормозов, что способствует уменьшению массы самолета и упрощает продольное управление;
- габариты двигателя складывают менее 2/3 габаритов использованных ранее поднимающих двигателей
- путейская стойкость и управляемость благодаря большой поверхности тормозных щитков и стабилизаторов близка к анолагичним параметрам современных самолетов классической схемы.

Кроме специфической системы двигательной установки самолеты ВВП характеризует еще одна отличительная черта, а именно необходимость дополнять схему аэродинамического управления другими устройствами, которые обеспечивают управляемость самолета при полете с малой поступательной скоростью. В самолетах Мираж, например, применена струйная система управления с 10 соплами, через которые под давлением выпускается воздух, создавая реактивную силу регулируемой величины. Воздух забирается из компрессоров поднимающих двигателей и направляются по специальным каналам в сопла, которые находятся в передней и задней части фюзеляжа управления по тангажу, на концах крыла управления креном и из двух сторон круга управления рисканьем.

В самолете Vj - 101C Тяга двигателей регулируется. Ручка управления соединена непосредственно с рычагом газа двигателей, потому при зависании высота регулируется изменением тяги всех двигателей. Необходимые углы или крену атаки достигаются дифференциальным изменением тяги двигателей при отклонении ручки управления в соответствующую сторону. Продольное управление осуществляется увеличением тяги двигателей в гондолах и одновременно уменьшением тяги фюзеляжных или двигателей наоборот. Поперечное управление производится путем дифференциального изменения тяги двигателей в гондолах при этом изменение тяги фюзеляжных двигателей не суть важно. Путейское управление обеспечивается с помощью педалей, которые осуществляют поворот гондол для создания необходимого момента. С целью уменьшения влияния велечини тяги на стойкость самолета применяется система механизмов, которые изменяют угловую скорость поворота гондол по закону косинуса; для уменьшения продольного момента от фюзеляжных двигателей при перехое гондол в горизонтальное положение производится уменьшение их тяги по синусе угла поворота гондол.

Принятая схема обеспечивает автоматический переход самолета из режима висения в горизонтальный полет. При достижении высоты 25-30 м нажатия кнопки на рычаге газа предоставляет движению системе поворота гондол в начале со скоростью 2 градуса в с., а через 35-40з пилот может увеличить ее до 4 градусов в секунду, которая вызывает уменьшение вертикальной и увеличение горизонтальной составной тяги. Переход к горизонтальнуму полету обычно занимает ~ 55 c, самолет за это время пролетает 1600 м и достигает скорости 70 м/с. При посадке пилот выпускает сначала тормозные щитки, потом шасси и включает обоих поднимающих фюзеляжных двигателей. При переходе гондол в вертикальное положение увеличиваются тяга фюзеляжных двигателей и вертикальная составляющая тяги двигателей в гондолах. Окончательное торможение к нулевой скорости производится путем увеличения угла атаки. Обычно процкс посадки длится ~ 60 из, при этом самолет пролетает расстояние ~ 2300 м.

Из представленной понеобходимости коротко проблемы вертикального взлета и посадки видно, что самолеты ВВП имеют очень сложную двигательную установку и систему управления. Выплывает при этом напомнить, что максимальная тяга двигателей необходима у воремя взлета и посадки, а не на основных этапах полета, для которых предназначается большая часть топлива. Применяемые двигательные и управляющие системы, а также особенности техники пилотирования не только усложняют обслуживание и эксплуатацию, но и требуют повышенного уровня учебы летно - технического состава. Невзирая на эти недостатки, самолеты ВВП могут служить важным дополнением к обычным самолетам, потому что их появление и развитие является следствием поисков оптимальных решения задач, продиктованных увеличением диапазона приминения авиации. Возобновление исследований сверхзвуковых самолетов ВВП свидетельствует о том, современный технический уровень достаточно высок для создания надежного, малоуязвимого самолета такого типу с высокими эксплуатационными качествами. Невзирая на высокую стоимость, в некоторых случаях использования самолета ВВП может оказаться наиболее экономическим и унивирсальним транспортным или средством оружием, чем обычный или самолет вертолет.