Характеристики горизонтального полета.

ДИНАМИКА ПОЛЁТА.

 

1. Горизонтальный полет.

 

Динамика полета – раздел механики, в котором изучается движение самолёта в воздухе. Изучает действие сил и моментов на воздушное судно(ВС), вопросы балансировки, устойчивости и управляемости ВС. —

Режимом горизонтального полета называется установившееся равномерное прямолинейное движение самолета на постоянной высоте. Горизонтальный полет — основной эксплуатационный режим полета самолетов гражданской авиации:

V = сопst; H = сопst; θ = 0°.

Схема сил и уравнения горизонтального полета. Все силы, действующие на самолет, условно считают приложенными в центре масс (рис.1.1).

Рис. 1.1. Схема сил, действующих на самолет в горизонтальном полете

Подъемная сила Уа направлена перпендикулярно потоку воздуха вверх, сила лобового сопротивления Ха — по потоку, сила тяги - Р по направлению полета, а сила веса G — всегда вертикально вниз. Все эти силы лежат в плоскости симметрии самолета.

Для равновесия плоской системы сходящихся сил необходимо и достаточно, чтобы сумма проекций сил на каждую из осей координат была равна нулю.

Уа = 0 — условие горизонтальности;

Ха = Р — условие равномерности.

Потребная скорость — это скорость, необходимая для выполнения режима горизонтального полета.

Формула потребной скорости горизонтального полёта

Vпотр=

где Vпотр —потребная для горизонтального полета скорость, м/с;

G/S — удельная нагрузка на крыло, Н/м²;

ρ — плотность воздуха, кг/м³.

Таким образом, потребная скорость зависит от удельной нагрузки на крыло G/S,

высоты полета,

угла атаки а.

Увеличение угла атаки вызывает увеличениекоэффициента с_у и уменьшение потребной скорости горизонтального полета. Vпотр.

Любой скорости горизонтального полёта соответствует свой с_{у и} а

При горизонтальном полете на а_кр коэффициент с_у максимальный, поэтому потребная скорость минимальна (теоретически).

Практически полет на Vmin не допускается, так как может привести к потере скорости и сваливанию самолёта в штопор.

Потребная тяга Р_потр — это тяга, необходимая для выполнения режима горизонтального полета (уравновешивания силы лобового сопротивления).

Формула потребной силы тяги: Р_потр = G/К,

где Рпотр — потребная сила тяги, Н;

G — вес самолета, Н;

К — аэродинамическое качество.

 

Из выражения следует, что потребная сила тяги зависит от веса самолета и егоаэродинамического качества. При полете на наивыгоднейшем угле атаки тяга, потребная длягоризонтального полета, минимальна, так как аэродинамическое качество максимально: Pmin = G/Kmax.

Потребная тяга, для скорости, на котором нет волнового сопротивления, при неизменном угле атаки не зависит от высоты полёта(G и К от высоты не зависят)

Потребная мощность необходимая для выполнения режима горизонтального полета измеряется работой, которую совершает потребная сила тяги за 1 с:

Nпотр = A/t = (Рпотр S)/t,

где Nпотр — потребная мощность,

Вт; Рпотр — потребная сила тяги, Н;

А — работа, Дж;

S — путь, пройденный самолетом в горизонтальном полете, м;

t - продолжительность полета, с.

 

или Nпотр = GV/К. но Р= G/K тогда Nпотр= PV

Набор высоты.

 

, Рис. 1.8. Схема сил, действующих на самолет при наборе высоты.

 

Режимом набора высоты называется установившееся равномерное прямолинейное движение самолета вверх по траектории, наклонной к горизонту (V = сопst; 0 < θ = сопst; V_у > 0).

Схема сил и уравнения движения. В режиме набора высоты силы, действующие на самолет, условно приложены в центре тяжести (центре масс) (рис. 1.8). Вектор силы веса G действует вертикально вниз и в скоростной системе координат имеет составляющие G1=Gcosθ и G2 = Gsinθ. Сила тяги Р условно направлена в сторону полета. Подъемная сила Yа перпендикулярна потоку; сила лобового сопротивления Х_а — по потоку.

Равномерное прямолинейное движение возможно только при равновесии системы сил. Для равновесия сил в наборе высоты необходимо и достаточно чтобы сумма проекций сил на каждую из осей скоростной системы координат была равна нулю.

Σ Fу = Yа- Gcosθ=0; Σ Fx = Р- Gsinθ - Xа =0; т.е. Yа= Gcosθ, Xа =Р- Gsinθ.

 

 

Рис. 1.9. Тяга и мощность при наборе высоты.

 

Скорость при наборе высоты определяется уравнением:

Vнаб = Vг.п.

При одинаковых углах атаки скорость при наборе высоты несколько меньше, чем в горизонтальном полете, так как соs θ <1.

Тяга в наборе высоты. В наборе сила тяги уравновешивает лобовое сопротивление самолета и составляющую силы веса Рнаб = Х_{а наб} + Gsinθ.

При выполнении режима набора высоты необходима дополнительная тяга для уравновешивания составляющей силы веса.

Рнаб = Рг.п. + Gsinθ.

Этот вывод подтверждает и анализ кривых потребной и располагаемой тяг (рис. 1.9, а), который свидетельствует о том, что при некоторой скорости полета возможно выполнение режима набора высоты, так как существует избыток тяги.

Мощность в наборе высоты измеряется работой силы тяги за 1 с, поэтому

Nнаб = Рг.п.V + ΔPV,

где Рг.п.V=Nг.п. — мощность, потребная для горизонтального полета; ΔPV = Δ N - избыток мощности.

При одинаковой скорости полета, мощность, необходимая для набора высоты больше, чем для горизонтального полета на величину избытка мощности.

Угол наклона траектории θ. Из формулы ΔР=Gsinθ видно, что угол наклона траектории зависит от избытка силы тяги и веса самолета

Анализ кривых потребной и располагаемой тяг (рис. 1.10, а) дает возможность определить, что ΔРmах создается при угле атаки близком к экономическому и поэтому максимальный угол наклона траектории θmax на αэк и Vэк

Угол наклона траектории при наборе высоты — важная характеристика маневренности самолета. Для самолетов ГА углы набора высоты не превышают 6-8˚

Максимальные скорости набора с увеличением угла наклона траектории уменьшаются. При увеличении угла наклона траектории максимальные скорости набора высоты уменьшаются.

Вертикальная скорость при наборе высоты — высота, набранная самолетом за 1 с.

Вертикальная скорость создается за счет избытка мощности, который определяет режим движения самолета. При увеличении высоты полета изменяется избыток мощности и поэтому изменяется вертикальная скорость (рис. 1.12).

Самолеты ГА могут выполнять набор высоты с вертикальными скоростями от 7—25 м/с (на малых высотах), до 3—10 м/с (на больших высотах).

 

 

Рис.1.10. Влияние θ режим набора высоты:

а - режим набора высоты при θ max;

б – влияние θ на V max при наборе высоты

 

 

Понятие о «потолке» самолета. Теоретический (статический) потолок — высота, на которой вертикальная скорость самолета стала бы равной нулю (см. рис. 1.11). Она представляет собой предел, к которому самолет, выполняя режим набора высоты, приближается, но достичь не может, так как вблизи потолка Vy → 0, следовательно, время набора высоты t → ∞

Практический (статический) потолок — высота, на которой вертикальная скорость самолета Vy = 0,5 м/с.

Рис.1.11. Зависимость вертикальной скорости от высоты.

Динамический потолок — высота, на которой кинетическая энергия самолета становится равной нулю. Он обычно выше статического. Дополнительная высота (динамическая добавка высоты) набирается за счет преобразования кинетической энергии самолета в

Скороподъемность самолета характеризуется временем набора заданной высоты. На величину вертикальной скорости, «потолка» и скороподъемности самолета большое влияние оказывают масса самолета, температура воздуха, возможность форсирования двигателей и другие факторы.

Поляра скоростей режима набора высоты представляет собой кривую, огибающую концы векторов Vнаб. Для удобства поляру переносят в прямоугольную систему координат с сеткой углов 0 (рис. 1.12, а). Каждая точка поляры соответствует определеному углу атаки.

С помощью поляры скоростей можно по известной скорости набора высотыопределить углы атаки и углы глиссады, а также вертикальную скорость V_у и горизонтальную скорость V_х.

Рис. 1.12. Поляра скоростей при наборе высоты: а — пользование полярой; б — характерные точки на поляре скоростей и режимы набора высоты

 

 

На поляре скоростей характерными являются следующие точки (рис. 1.12, б):

1 — пересечения поляры с осью абсцисс: θ = 0; Vy = 0, следовательно, ΔР = 0, ΔN = 0; V_х max - точка соответствует максимальной скорости горизонтального полета;

II — касания поляры с прямой, параллельной оси абсцисс. Vy mах, следовательно, ΔN max, что имеет место при αнв и Vнв. Это режим наибольшей скороподъемности;

III — касания поляры с прямой, проведенной из начала координат: θmах, следовательно, ΔPmах, что имеет место при αэк и Vэк. Это режим наибольшего наклона траектории.

При одном угле наклона траектории набор высоты может совершаться в различных режимах:

Первый режим ( от Vmax до Vэк) — при увеличении угла атаки α угол наклона траектории увеличивается;

Второй режим ( от Vэк до Vmin) — при увеличении угла атаки α угол набора уменьшается.

Набор высоты осуществляется преимущественно на первом режиме, так как прямая зависимость между α и θ делает простым управление траекторией; отклоняя штурвал на себя, пилот обеспечивает одновременное увеличение α и θ. При больших скоростях полета самолет имеет хорошую устойчивость и управляемость. Набор высоты на втором режиме существенноусложняетуправление траекторией из-за обратной зависимости между α и θ. Полет происходит на больших углах атаки, малых скоростях, при пониженной эффективности рулей и плохой устойчивости самолета.

На режим набора высоты влияют следующие эксплуатационные факторы: тяговооруженность самолета, аэродинамическое качество К, потеря массы самолета в процессе полёта и метеорологические условия.

Уменьшение аэродинамического качества может происходить вследствие небрежного технического обслуживания, плохого ухода за обшивкой и остеклением или из-за обледенения самолета. При обледенении Рпотр возрастает дополнительно из-за увеличения массы самолета. Следовательно, необходимый для создания вертикальной скорости Vy избыток тяги при обледенении самолета резко уменьшается, так как ΔР = Ррасп — Рпотр.

Из метеорологических условий полета на режимы набора высоты наибольшее влияние оказывают давление и температура. Изменение этих параметров влияет не только на работу двигателей, но и на величину аэродинамических сил.

Снижение самолета.

Различают два вида снижения самолёта: планирование и моторное снижение. Режимом планирования называется равномерное прямолинейное (установившееся) движение самолета вниз по траектории, наклонной к горизонту, при отсутствии силы тяги. Моторным снижением является установившееся движение самолета вниз по траектории, наклонной к горизонту, при наличии силы тяги.

 

Схема сил и уравнения движения. Траектория планирования составляет с горизонтом угол, называемый углом планирования θ (рис. 1.13). Силы, действующие на самолет, взаимно уравновешены и считаются приложенными в центре масс. Подъемная сила Y_а перпендикулярна потоку (траектории), сила лобового сопротивления Х_а направлена по потоку, сила веса G — вертикально вниз. Сила тяги отсутствует (Р = 0). Следовательно, при планировании сила веса уравновешивается только аэродинамическими силами, а это возможно только тогда, когда вектор полной аэродинамической силы окажется направленным вертикально вверх и будет равным весу самолета G.

При планировании угол наклона траектории всегда равен углу качества, так как они образованы взаимно перпендикулярными сторонами: Y_а и Х_а — проекции полной аэродинамической силы соответственно на оси ОY_а и ОХ_а. G 1 и G₂ — проекции силы веса на те же оси координат.

Уравнения равновесия на планировании запишутся как:

Рис. 1.13. Схема сил, действующих на самолет при планировании.

 

ΣFya = Ya – G1 =0; ΣFxa = G2 – Xa = 0;

или Y_а = Gcosθ условие прямолинейности полёта,

Х_а = Gsinθ условие равномерности полёта

Скорость планирования. Из формулы подъемной силы и условия прямолинейности составим систему уравнений и решим ее относительно Y_Пл.

Получим V_пл = V_гор. .

Следовательно, горизонтальный полет, подъем и планирование различаются только значениями угла θ.

Дальность планирования — это расстояние по горизонтали, проходимое самолетом за время планирования, Lпл = Нctgθ / Угол планирования всегда равен углу качества, поэтому Lпл = НК. Эта формула справедлива только при отсутствии ветра.

При горизонтальном ветре дальность планирования

Lпл = НК±Wt

Где ±W — скорость попутного или встречного ветра, м/с;

t — время действия ветра (время планирования), с;

Н — высота планирования, м.

При попутном ветре дальность планирования увеличивается, а при встречном — уменьшается.

Поляра скоростей при планировании (рис. 1.14, а) представляет собой кривую, огибающую концы вектора скорости планирования. Поэтому каждая точка поляры соответствует определенному углу атаки. Отрезок прямой, соединяющий точку поляры с началом координат, — вектор скорости планирования V_пл. Проекция вектора Vпл на ось абсцисс представляет собой горизонтальную составляющую скорости планирования, а проекция на ось ординат — вертикальную составляющую скорости планирования V_у. Угол между V_{п л} и осm. абсцисс является углом планирования θ.

С помощью поляры скоростей можно по известной скорости полета V_Пл определить α, θ_Пл, Vх, Vу.

На поляре скоростей (рис. 1.14,б) характерными являются следующие точки:

1 — пересечения поляры с осью ординат соответствует углу атаки нулевой подъемной силы α о.

Рис. 1.14. Поляра скоростей при планировании:

а — пользование полярой; б — характерные точки на поляре скоростей и режимы планирования

 

 

V_уmax, θ = 9О°, самолет выполняет отвесное пикирование

II — касания поляры с прямой, проведенной из начала координат, соответствует наивыгоднейшему углу атаки α_Нв, при котором θmin, Kmax, Lпл.mах — наибольшая дальность планирования;

III — касания поляры с прямой, параллельной оси абсцисс, соответствует экономическому углу атаки, при котором Vymin, tпл.mах —наибольшая продолжительность планирования,

Режимы планирования. При одном и том же угле наклона траектории θ планирование может совершаться на разных режимах.

Первый режим планирования: увеличение угла атаки вызывает уменьшением угла планирования.

Второй режим планирования: увеличение угла атаки вызывает увеличение угла планирования.

Границей режимов является наивыгоднейший угол атаки, при котором угол планирования минимальный.

На углах атаки α > α _кр из-за срывного обтекания крыла коэффициент подъемной силы резко уменьшается. Подъемная сила становится меньше веса, и самолет парашютирует. При парашютировании самолет очень неустойчив, склонен к сваливанию на крыло и переходу в штопор.

Моторное снижение (снижение). Для снижения самолета обычно применяться моторное снижение, которое является установившемся снижением самолета при наличии силы тяги (рис. 1.15).

Подъемная сила Y_а так же, как при планировании, уравновешивает нормальную составляющую силы веса Gсоc θ, а сила лобового сопротивления Х_а уравновешивается суммой сил Р+Gsin θ. Скорость по траектории и дальность полета при скоростном снижении значительно больше, чем при планировании..

Рис. 1.15. Снижение самолета

 

2. НЕУСТАНОВИВШЕЕСЯ ДВИЖЕНИЕ САМОЛЕТА

Взлет самолета

Движение самолета считается неустановившимся, если на не­го действуют неуравновешенные силы, вызывающие изменение скорости по величине и по направлению.К этим режимам относятся взлёт, посадка, криволинейный полёт в горизонтальной и вертикальной плоскостях. Взлетом называется ускоренное движение самолета от начала разбега до высоты, на которой достигается безопасная скорость полета. Безопасной скоростью называется наименьшая скорость, при которой харак­теристики устойчивости и управляемости самолета достаточны для перевода самолета в установившийся набор высоты. Безопас­ная скорость на 25—30% больше минимальной.

Для современных самолетов применяют две схемы взлета: классическую для самолетов с поршневыми двигате­лями, при которой выдерживание производится на постоянной высоте; нормальную для самолетов с ТВД и ТРД, имеющих большой избыток тяги, при которой самолет после отрыва производит разгон с набором высоты.

Взлет самолетов с поршневыми двигателями осуществляется в четыре этапа: разбег, отрыв, выдерживание над зем­лей и набор безопасной высоты. Взлет самолетов с ТВД и ТРД состоит из разбега, отрыва и разгона с набором высоты.

Этапы взлета Р а з б е г необходим для создания подъемной силы, способной оторвать самолет от земли.

Разбег представляет собой прямолинейное ускоренное движе­ние. Во время разбега на самолет действуют сила тяги двигатель­ной установки Р, сила веса самолета G, сила нормального давле­ния N. сила трения колес Fтр сила лобового сопротивления Х_а, подъемная сила Y_а.

Рис. 2.1. Силы, действующие на са­молет при разбеге

Неуравновешенная сила ΔР = Р—(Х_а+ Fтр) создает ускорение движения. В αстарте при V = О сила тяги Р и сила трения Fтр максимальны, а подъемная сила Y_а и лобовое сопро­тивление Х_а равны нулю. Увеличение скорости движения вызы­вает некоторое уменьшение тяги Р силовой установки, сила ло­бового сопротивления Х_а и подъемная сила Y_а увели­чиваются. Увеличение Y_а приводит к уменьшению (из- за уменьшения нормального давления) силы трения Fтр, но при этом неуравновешен­ная сила ΔР и создаваемое ею ускорение остаются почти постоянными.

Отрывом называется отделение самолета от зем­ли. При отрыве подъемная сила крыла становится несколько большие силы веса и самолет начинает двигаться криволинейно. Приближенно можно считать, что скорость отрыва на 10—15% больше минимальной скорости самолета.

Выдерживанием называется разгон самолета над зем­лей до скорости, достаточной для обеспечения нормальной ус­тойчивости.

Для этого пилот постепенно отклоняет штурвал от себя, уменьшая угол атаки, а следовательно, и коэффициент подъем­ной силы крыла. При этом происходит увеличение скорости. При движении самолёта у земли создаются иные условия обтекания крыла. Под крылом происходит подтормаживание потока, над крылом увеличение скорости обтекания. Скос потока, за счёт близости земли уменьшается при тех же углах атаки. Распределение давления над профилем создаёт условия для более раннего отрыва пограничного слоя в результате увеличения положительного градиента давления. В результате Суmax увеличивается, а αкрит уменьшается.

Сопротивление крыла вблизи земли уменьшается по причинам

- уменьшение сопротивления за счёт подсасывающей силы, за счёт разряжения давления на передней кромке;

- уменьшение индуктивного сопротивления из-за уменьшения скоса потока.

Самолеты с РД имеют очень большой избыток тяги, поэтому разгон осуществляется с набором высоты.

Набор высоты представляет собой ускоренное прямоли­нейное движение самолета вверх по наклонной к горизонту тра­ектории. Он начинается, как только скорость самолета на 15— 20% станет больше скорости отрыва. На высоте определённой РЛЭ данного типа убираются вначале шасси, а затем закрылки. После уборки механизации продолжается разгон самолета до наивыгоднейшей скорости набора высоты.

Взлетные характеристики. Основными взлетными характери­стиками самолета являются скорость отрыва, длина разбега и длина взлетной дистанции.

_| Скоростью отрыва называется скорость, при которой создается подъемная сила, обеспечивающая отделение самоле­та от земли

 

 

Тяга двигателей влияет прежде всего на избыток тяги, который определяет величину ускорения и длину разбега. Для получения максимального избытка силы тяги взлёт

полняется на взлетном режиме работы двигателей. Механизация крыла (щитки, закрылки и др.) позво­ляет при взлете уменьшить длину разбега. Выпуск закрылков увеличивает коэффициент подъемной силы С_Уа, за счет чего умень­шается скорость отрыва и длина разбега. При взлете очень важно иметь большое значение аэродинамиче­ского качества. Поэтому взлетные углы отклонения механизации крыла всегда меньше, чем посадочные.

 

Параметры воздуха. При повышении температуры, уменьшении атмосферного давления и плотности воздуха тяга си­ловой установки Р, избыток тяги ΔР и ускорение j на разбеге уменьшаются. Одновре­менно из-за уменьшения ρ увеличивается скорость отрыва, поэто­му время разбега, длина разбега и взлетная дистанция значи­тельно увеличивается.

.

Состояние поверхности ВП П характеризуется коэф­фициентом трения f колес о поверхность ВПП при разбеге.

Чем больше коэффициент трения, тем меньше ускоряющая сила Δ Р и больше длина разбега. При взлете с полосы, покрытой мокрым снегом, длина разбега и длина взлетной дистанции зна­чительно больше, чем при взлете с сухой бетонированной ВПП (при прочих равных условиях).

Направление и скорость ветра

Встречный ветер увеличивает местную скорость обтекания крыла, и на меньшей длине разбега самолет приобретает ско­рость отрыва. Попутный ветер увеличивает длину разбега. Боковой ветер создает боковую аэродинамическую силу (за счет скольжения и верти­кального оперения), стремящуюся развернуть самолет носом против ветра, и одновременно увеличивает подъемную силу и лобовое сопротивление на полукрыле со стороны ветра. Поэтому самолет стремится накрениться в направлении ветра, т. е. против разворота.

Уклон ВПП приводит к уменьшению или увели­чению ускоряющей силы за счет составляющей силы веса G2, которая вычитается из нее или складывается с ней, создавая от­рицательное или положительное приращение ускорения. При взлете самолета под уклон он приобретает большее ускорение и имеет меньшую длину разбега.

Аэродинам и ч е с к о е к а ч ест в о. При увеличении аэродинамического качества самолета создание подъемной силы, необ­ходимой для отрыва самолета, происходит при меньшем сопро­тивлении самолета, т. е. на меньшей длине разбега. Дляопредления длины разбега с учетом действия всех факторов используют специальные графики — номограммы.

Длиной р а з б е г а называется путь, проходимый самоле­том от начала старта до места отрыва самолета от земли.

Разбег можно считать равноускоренным движением: Lразб = Vсрtразб.

Средняя скорость и время разбега могут быть определены как:

Vср = Vотр/2; Lразб = Vотр/jср,

тогда Lразб = V²отр/ 2jcр.

где j — среднее ускорение на разбеге.

 

Длина разбега зависит от тех же факторов, от которых зави­сят скорость отрыва и ускорение самолета на разбеге. Длина взлетной дистанции — это проекция на гори­зонтальную плоскость пути, пройденного самолетом при выпол­нении разбега, отрыва, выдерживания и набора высоты до 10 7 м

Посадка самолёта.

Завершающим этапом полёта является заход на посадку и собственно посадка.

Этапы посадки. Собственно посадка состоит из следующих этапов: предпосадочного снижения, выравнивания, выдерживания, приземления и пробега.: Предпосадочное снижение выполняется при работающих двигателях и заканчивается на высоте 6-10 метров.

Выравнивание самолета. Для того отклонением штурвала на себя, увеличивается угол атаки. При этом подъемная сила Y_а становится больше составляющей силы веса G1. Возни­кающая центростремительная сила заставляет самолет двигаться криволинейно. Угол наклона траектории θ и вертикальная ско­рость V_y уменьшаются, выравнивание заканчивается на высоте 0.5 -1.5 м.

После снижения (планирования) и выравнивания самолет еще обладает большой горизонтальной скоростью. Для уменьшения ее выполняется ыдерживание.

Чтобы при выдерживании самолет не терял высоту, его подъемная сила должна оставаться равной весу самолета. Для этого пилот во время выдерживания непрерывно увеличивает угол атаки, отклоняя штурвал на себя. Движение самолета по траектории происходит главным образом за счет запаса кинетической энергии, накопленной во время пла­нирования. К концу выдерживания самолет должен находиться на высоте 0,15—0,25 м.

Для облегчения посадки и уменьшения нагрузок на шасси вы­годно приземляться на минимальной скорости и, следовательно, на критическом угле атаки. Но полет на критическом угле атаки отличается плохой устойчивостью и стремлением самолета к сва­ливанию на крыло, поэтому посадку производят при угле атаки меньше критического на 2—3°. Этот угол атаки а_Пос называется посадочным, как и соответствующий ему коэффициент подъемной силы С_y

Приземление самолета осуществляется с небольшим па­рашютированием. Современные самолеты, имеющие шасси с пе­редним колесом, совершают посадку на основные колеса.

П р о б е г самолета является заключительной стадией посад­ки.

Для сокращения длины пробега, кроме взлетно-посадочной механизации и торможения колес, на турбовинтовых самолетах используется режим «реверса тяги» воздушных винтов, а на турбореактивных—«реверс тяги» боковых двигателей, ко­торый эффективен только при достаточно большой скорости (в начале пробега).

 

Посадочные характеристики самолета.

Посадочная ско­рость— это скорость самолета в момент приземления

Длина пробега — это путь самолета от момента призем­ления до полной его остановки

Lпроб = Y²_П0С/ (2jср),

где j_Ср — средняя величина ускорения (замедления) самолета при пробеге.

Длина посадочной дистанции — проекция на землю пути, проходимого самолетом при выполнении последовательных стадий посадки: снижения, выравнивания, выдерживания и про­бега.

Посадочные характеристики зависят от условий, при которых выполняется посадка, посадочной массы самолета и других фак­торов.

Правильный вираж.

*

Правильным виражом называется равномерное движение са­молета по криволинейной траектории в горизонтальной плоско­сти с постоянным радиусом и углом крена.

Признаками правильного виража являются:

V= сопst; Н= = сопst; R _Вир = сопst γ = соnst;

 

Схема сил (рис. 2.2а) Движение совершается под действием пространственной системы сил. Сила лобового сопротивления Х_а вир уравновешивается силой тяги Рвир. Подъемная сила Y_авир лежит в плоскости симметрии самолета, отклоненной от вертикали на угол γ, называемый уг­лом крена; вертикальная составляющая подъемной силы Yʹ_а уравновешивает силу веса самолета G; горизонтальная состав­ляющая подъемной Yʺ_а силы остается неуравновешенной.

Условия, необходимые для выполнения этого режима, можно записать в виде уравнений:

Х_а вир = Рвир — условие равномерности (V= сопst);

Yʺ_а = G — условие горизонтальности (H = сопst).

Радиус виража. Всякая неуравновешенная сила создает ус­корение. Сила Уа создает нормальное ускорение, так как дей­ствует по нормали к траектории полета:

Y"_а = mjп,

J джи

где т =Gjg; ]_п = V²/(R_вир).

 

После соответствуюих подстановок уравнение примет вид:

 

Y"_а = (GV²)/(gR).

 

По схеме сил видно, что Yʹ_а = Gtgγ. Следовательно, GV²)/(gR) = Gtgγ

 

Отсюда найдем радиус виража R_вир = V²/(g tg γ).

 

Радиус ви­ража тем меньше, чем меньше скорость полета и больше угол крена. Радиус виража является важной характеристикой манев­ренности самолета.

 

Перегрузка на вираже. Перегрузкой самолета называется вектор, величина которого равна отношению геометрической суммы поверхностных (или мас­совых) сил к весу самолета, а направление совпадает с направ­лением ускорения.

Как всякий вектор, перегрузка может быть разложена на со­ставляющие. В связанной системе координат имеем следующие составляющие перегрузки:

нормальная n _у = Σ (Fпов)_У;

продольная n _Х = Σ(Fпов)х;

поперечная n z= Σ (Fпов)z.

где n _у = Σ (Fпов)_У; n _Х = Σ(Fпов)х; n z= Σ (Fпов)z.— сумма проекций

поверхностных сил на соответствующие оси координат.

Перегрузка на виражеопределяется формулой п_{в ир} =1 / соs γ

из которой следует, что чем больше угол крена, тем больше перегрузка на вираже (рис. 2.2.б).

При постоянном значении подъемной силы Y _аВир увеличение угла крена уменьшает вертикальную составляющую подъемной силы Yʹ_{а вир}.. Для сохранения горизонтальности полета необхо­димо, чтобы вертикальная составляющая подъемной силы оста­валась равной весу самолета.

Таким образом, чтобы при увеличении угла кре­на уравновесить вес самолета, приходится увеличивать подъем­ную силу Y_а вир, а значит, и перегрузку.

Скорость на вираже..Vвир=Vг.п . При вираже скорость полета должна быть больше, чем в го­ризонтальном полете на том же угле атаки, так как п_{ви р} >1. Объ­ясняется это тем, что за счет крена для уравновешивания силы веса на вираже нужнабольшая подъемная сила. Тяга на вираже. Сила тяги на вираже определяется формулой

Р вир = Р г.п.· n вир

БАЛАЕСИРОВКА, УСТОЙЧИВОСТЬ И УПРАВЛЯЕМОСТЬ САМОЛЁТА.

Балансировка самолёта.

Центровка самолёта Понятие о средней аэродинамической хорде крыла (САХ).

Под САХ понимается хорда некоторого условного прямоугольно­го крыла, эквивалентного данному. Крыло считается эквивалент­ным данному, если оно имеет такую же площадь и такие же ко­эффициенты аэродинамических сил и моментов.

Величину и положение САХ чаще всего находят графически (рис. 3.1). Для этого в масштабе вычерчивается полукрыло. На продолжении корневой хорды откладывается отрезок, равный концевой хорде, а на продолжении концевой хорды — отрезок, равный корневой хорде. Полученные точки А и В соединяются вспомогательной линией. Вторая вспомогательная линия соеди­няет середины хорд. Через точки 0 пересечения вспомогатель­ных линий проводится прямая, параллельная хордам крыла. Ее отрезок от передней до задней кромок крыла и является САХ. Средняя аэродинамическая хорда биплана расположена между САХ верхнего и нижнего крыльев на расстоянии, обратно про­порциональном их площадям.

Длина САХ биплана ограничена прямыми, соединяющими пе­редние и задние кромки верхнего и нижнего крыльев.

Центровка самолета. Центром масс самолета называется точ­ка приложения равнодействующей сил веса всех частей самолета, его систем, оборудования, пассажиров, грузов.

Если переднюю кромку САХ принять за начало координат, то положение центра масс самолета будет определяться координа­там X цм, Y цм, Z цм. Координаты Y цм и Z цм практиче­ски постоянны, поэтому для определения положения центра масс самолета достаточно знать координату X цм. Центровкой самолета называется координата X цм выра­женная в процентах от длины САХ.

Х̅ цм ц.м = (X цм /Ьа) 100,

где Х̅ ц.м — центровка самолета, % САХ;

Х ц.м — координата центра масс относительно передней кромки САХ;

Ь_а — длина САХ, м.

Если центровка самолета равна 25%, то это значит, что центр масс самолета находится на расстоянии САХ от ее передней кромки. Определение центровки самолета в практике его эксплуа­тации производят по центровочным графикам. Центров­ка самолёта зависит: от загрузки самолета и изменения этой загрузки в полете; размещения пассажиров и выработки топлива. Центров­ка оказывает большое

 

 

Рис.3.1.ПостроениеСАХ

 

влияние на летные свойства самолета. При уменьшении центровки возникает стремление самолета к уменьшению углов атаки, увеличивается устойчивость, уменьша­ется управляемость. Поэтому передний предел допустимых цен­тровок устанавливается из условий получения безопасной поса­дочной скорости и достаточной управляемости. При увеличении центровки возникает склонность самолета к увеличению угла атаки и потере скорости, уменьшается устой­чивость, увеличивается управляемость. Самолет становится в управлении более «строгим». Поэтому задний предел допустимых центровок устанавливается из условия обеспечения достаточной устойчивости.

 

 

Балансировка самолета.

Оси вращения самолета. Известно, что в аэродинамике при­няты две основные системы осей ординат: скоростная и связан­ная. Скоростная система рассматривалась при изучении полной аэродинамической силы крыла и ее составляющих: подъемной силы и силы лобового сопротивления.

Осями вращения самолета принято считать оси связанной си­стемы координат, начало которой берется в центре масс самолета (см. рис. 3.2.).

Моменты, вызывающие вращение самолета вокруг этих осей (рис.3.2.), получили следующие названия: М_х — крена или попе­речный момент; М_y — рыскания или путевой момент; М_z — танга­жа или продольный момент.

Условия балансировки самолета. Балансировкой называется такое состояние самолета, при котором все силы и моменты, действу­ющие на него, взаимно

уравновешены, и самолет совершает рав­номерное прямолинейное движение. Режимы горизонтального полета, набора высоты, планирования самолет выполняет в со­стоянии балансировки Для равновесия самолета необходимо и достаточно, чтобы сумма проекций всех сил на каждую из осей координат была рав­на нулю и сумма моментов всех сил относительно каждой из осей координат тоже была равна нулю.

Продольная балансировка — это состояние, при котором самолет не имеет стремления к изменению угла, атаки, т. е. к вра­щению вокруг поперечной оси. Признак продольной