Уравнения криволинейного движения самолета в вертикальной плоскости

В ВЕРТИКАЛЬНОЙ ПЛОСКОСТИ.

К маневрам в вертикальной плоскости относятся пикирование, горка, петля Нестерова, полупетля, переворот и другие виды движения самолета.

Схема сил, действующих на самолет при вертикальном маневре, показана на рисунке.

П и к и р о в а н и е м называется крутое снижение самолета с углами более 30°. Оно необходимо для быстрой потери высоты, для набора скорости, а также для точного поражения наземных целей.

Пикирование самолета состоит из трех этапов: ввода, прямолинейного крутого спуска и вывода.

Ввод в пикирование совершается в результате действия центростремительной силы, направленной вниз. Эта сила складывается из проекции на нормаль к траектории силы веса и подъемной силы. Для уменьшения роста скорости при прямолинейном спуске уменьшают тягу двигателя и выпускают тормозные щитки.

Вывод из пикирования должен обеспечивать безопасную высоту в конце выхода из пикирования,

Г о р к о й называется подъем самолета с углом, превышающим угол установившегося набора высоты Она состоит из криволинейных участков входа и выхода и небольшого прямолинейного участканабора высоты.

При большой тяговооруженности самолета горка выполняется с набором скорости.

П е т л я Н е с т е р о в а — криволинейный полет самолета по замкнутой траектории в вертикальной плоскости. Возможность выполнения такой траектории движения самолета была доказана Н. Е. Жуковским в работе « О парении птиц» (1891 г.).

Впервые такой маневр был выполнен прославленным русским летчиком П. Н. Нестеровым в 1913 г.

На первом этапе петли происходит набор высоты с потерей скорости. Минимальная скорость получается примерно в верхней точке петли. Во второй половине петли происходит разгон самолета.

Другие маневры самолета включают элементы петли Нестерова.

П о л у п е т л я с п е р е в о р о т о м — криволинейное движение самолета в вертикальной плоскости, состоящее из первой половины петли Нестерова и переворота самолета вокруг касательной к траектории в верхней точке и прямолинейного полета. Она используется для изменения направления полета на обратное с набором высоты. Этот маневрв боевых условиях может быть использован также для поражения целей противника, расположенных вблизи линии фронта без ее перелета.

П е р е в о р о т о м называют движение самолета в вертикальнойплоскости; он состоит из переворота самолета вокруг продольной оси его на 180° второйполовины петли Нестерова. Используется для входав крутое пикирование или для уходаот преследованияпод самолет противника.

Существует много фигурвысшего пилотажа самолета, которые относятсяк пространственномудвижению: боевойразворот, спираль, бочка, полубочка и др.

АЭРОДИНАМИЧЕСИКЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ КРЫЛА

ЛОБОВОЕ СОПРОТИВЛЕНИЕ КРЫЛА

При обтекании крыла самолета потоком оно испытывает сопротивление воздуха или, как его еще называют лобовое сопротивление. Лобовое сопротивление приводит к потере части кинетической энергии потока и сопровождается переходом ее в энергию тепловую, которая рассеивается в атмосфере. Для удобства анализа сопротивление крыла можно разделить на следующие виды:

Профильное сопротивление слагается из сопротивления трения и сопротивления давления.

Сопротивление трения — это сопротивление, вызванное силами трения в пограничном слое.

Известно, что силы трения зависят от структуры пограничного слоя: в ламинарном слое силы трения меньше, чем в турбулентном. Следовательно, чем на большей части профиля пограничный слой будет ламинарным, тем меньше сопротивление трения. Таким образом, положение точки перехода ламинарного пограничного слоя в турбулентный, влияет на величину сопротивления трения.

Положение точки перехода зависит от скорости полета, состояния поверхности и формы профиля крыла. Как показали исследования, с увеличением скорости полета, ухудшением состояния поверхности и с увеличением кривизны профиля крыла точка перехода смещается к ребру атаки. Сопротивление трения при этом возрастает.

Тщательный уход за обшивкой самолета в процессе его эксплуатации обеспечит наименьшие силы трения и сохранение летно-тактических данных самолета.

Сопротивление давления возникает потому, что давление перед телом больше, чем позади него.

Возникновение сопротивления от сил давления на докритических скоростях полета тесно связано с пограничным слоем. Он приводит как бы к утолщению профиля задней части тела, а это приводит к большему сужению струек воздуха над пограничным слоем в этом месте и к уменьшению давления на задних скатах профиля. В результате появляется разность давлений, создающая сопротивление. При отрыве пограничного слоя и общем срыве потока сопротивление давления во много раз больше, чем в случае безотрывного обтекания.

Это и понятно, так как в случае отрыва пограничного слоя он будет значительно толще, а степень сужения воздушного потока над ним больше. Давление при этом на задних скатах профиля понижается еще больше. Так как на докритических скоростях полета самолета возникновение сопротивления давления связано с потерей кинетической энергии потока на вихреобразования, то оно иногда называется вихревым сопротивлением давления.

Видео:Физика Самолет выходит из пикирования, двигаясь в вертикальной плоскости по дуге окружности радиусомСкачать

Криволинейное движение

Анна Лебедева 5 лет назад Просмотров:

1 Тема 6. Полет по криволинейным траекториям. Взлетно-посадочные характеристики ВС. Криволинейное движение Условия возникновения криволинейного полета самолета Рис Разложение ускорения по касательному и нормальному направлениям При установившемся прямолинейном полете самолета (в горизонтальном полете) все действующие на него внешние силы взаимно уравновешены (самолет находится в состоянии равновесия). Нарушение этого равновесия приводит к появлению соответствующих ускорений, обусловливающих изменение характера движения, в том числе и его направления. В общем случае вектор ускорения j можно разложить по двум направлениям: касательному к траектории полета и нормальному к ней. Проекция вектора ускорения на направление, касательное к траектории полета, определяет тангенциальное ускорение j, а на направление, перпендикулярное к траектории полета, нормальное ускорение j n (рис. 7.1). Тангенциальное ускорение появляется в результате нарушения равновесия по оси координат, совпадающей с вектором линейной скорости (из-за изменения тяги силовой установки Р, силы лобового сопротивления Х а, составляющей силы тяжести по направлению движения). Оно вызывает изменение скорости (замедляет или ускоряет движение самолета). Нормальное ускорение появляется в результате нарушения равновесия сил по осям координат, перпендикулярным вектору линейной скорости (из-за изменения подъемной Y a или боковой Z a аэродинамической силы, составляющей силы тяжести по нормали к траектории полета). Оно приводит к изменению кривизны траектории полета. Таким образом, необходимым условием криволинейного движения является наличие нормального ускорения. Нормальное ускорение связано со скоростью движения тела и радиусом кривизны r соотношением j n (7.1) r

2 Нормальное ускорение (иногда его называют центростремительным) вызывается действием центростремительной силы R ц, связанной с j n формулой Rц mjn m (7.) r Следовательно, необходимое условие криволинейного движения — появление центростремительной силы, т. е. неуравновешенной силы, действующей перпендикулярно вектору линейной скорости в направлении потребного искривления траектории. В общем случае криволинейное движение может совершаться по пространственной траектории. Для самолетов гражданской авиации наибольший интерес представляют криволинейные движения в вертикальной и горизонтальной плоскостях. Правильный вираж Криволинейное движение (разворот) самолета в горизонтальной плоскости называется виражом. Для искривления траектории в горизонтальной плоскости, т. е. совершения виража, необходимо приложить к самолету неуравновешенную силу, действующую в сторону желаемого разворота (центростремительную силу). Эта сила может быть создана путем придания самолету скольжения на крыло, противоположное развороту. В результатескольжения возникает боковая сила Z а, которая и искривляет траекторию полета (рис. 7.). На современных самолетах вираж выполняется с креном без скольжения (β = 0). Такой вираж называется координированным. Обычно скорость полета самолета при выполнении виража поддерживается постоянной. Вираж с постоянной (по величине) линейной скоростью и постоянным углом крена называется установившимся, а установившийся вираж без скольжения правильным.

3 Рис. 7.. Схема сил, действующих на самолет при выполнении виража со скольжением без крена Таким образом, правильный вираж это установившийся координированный разворот в горизонтальной плоскости. Это простейший случай виража, далее будем рассматривать только правильный вираж. При выполнении виража с креном без скольжения (рис. 7.3) на самолет действуют подъемная сила Y а (сoставляющей от реактивной силы Р р пренебрегаем), лежащая в плоскости вертикальной симметрии самолета и направленная под углом скоростного крена а, к вертикальной плоскости (к оси 0Y к траекторной системы координат), сила тяжести G, направленная по вертикали вниз, тяга силовой установки Р и сила лобового сопротивления Х а, направленные по оси 0Х к траекторной системы координат в противоположные стороны. Рис Схема сил, действующих на ЛА при выполнении виража с креном без скольжения При крене возникает неуравновешенная боковая сила, играющая роль центростремительной силы Z к = Y а sin а (рис. 7.3, а), которая и искривляет траекторию в горизонтальной плоскости (в данном случае вправо). Таким образом, для выполнения правильного виража необходимо создать крен, т. е. накренить самолет на крыло желаемого разворота (на правое крыло при правом развороте и на левое крыло при левом развороте). При этом возникает центростремительная сила R ц = Z к = Y а sin а, которая искривляет траекторию. Кренение самолета нарушает равновесие сил, действующих в вертикальной плоскости, и чтобы его сохранить (обеспечить полет на заданной

4 высоте), необходимо одновременно с кренением самолета увеличивать подъемную силу путем увеличения угла атаки так, чтобы вертикальная составляющая подъемной силы равнялась силе тяжести самолета Y а cos а = G. Чем больше угол крена, тем требуется большая подъемная сила из условия обеспечения постоянства высоты и соответственно больший угол атаки (рис. 7.4), Увеличение подъемной силы по сравнению с ее значением в горизонтальном полете Y вир Y г.п. сопровождается ростом нормальной перегрузки n y (создается n y n ya = Y a /G 1), и чем больше угол крена, тем большая нормальная перегрузка действует на самолет. С увеличением угла атаки одновременно с ростом подъемной силы увеличивается сила лобового сопротивления самолета Х a. А это значит, что при правильном вираже из условия обеспечения постоянства скорости полета необходимо одновременно с накренением самолета и увеличением его угла атаки увеличить фактическую тягу силовой установки пропорционально возрастанию силы лобового сопротивления. Таким образом, для выполнения виража необходимо создать крен, увеличить угол атаки и увеличить тягу силовой установки. Рис Схема сил, действующих на ЛА при вираже с различными углами крена Уравнения движения и их анализ Из схемы сил, действующих на самолет на вираже (см. рис. 7.3), следует, что уравнения движения самолета в проекциях на оси траекторной системы координат 0Х к Y к Z к (в этой системе они получаются более простыми) будут иметь вид: P X a 0 ; Ya cos а G 0; (7.3) m m a Yasin a. r

5 Записанные уравнения движения (7.3) являются уравнениями сил. Кинематические уравнения на вираже обычно не записываются. Первое уравнение характеризует постоянство скорости полета (поскольку тяга уравновешивает силу лобового сопротивлении Р =. Х а ), второе постоянство высоты полета (поскольку вертикальная составляющая подъемной силы уравновешивает силу тяжести Y а сos a = G), а третье величину радиуса кривизны траектории (радиуса виража) при этих условиях. Из второго уравнения системы (7.3) имеем Ya 1 n ya n y, (7.4) G cos a где n ya нормальная перегрузка, т. е. проекция перегрузки n на ось 0Y a скоростной системы координат. Из этого соотношения видно, что n y 1, т. е. для выполнения виража необходимо создать нормальную перегрузку. Перегрузка n y является важнейшим полетным параметром виража. C ней связаны основные характеристики виража радиус, угловая скорость и время выполнения виража (с подробными преобразованиями для получения формул, приведенных ниже, можно ознакомиться в [1]). Радиус правильного виража можно определить по формуле r. (7.5) g n y 1 Следовательно, радиус правильного виража есть величина постоянная при = const и n y = const (или а = const). Угловая скорость виража g n y 1 вир. (7.6) Угловая скорость правильного виража также постоянная величина при = const и n y = const (или а = const). Из выражения(7.6) можно определить время выполнения виража t a. (7.7) g 1 n y Если поворот траектории происходит на угол 360, то а = π и время виража t. (7.8) g n y 1 Существует режим минимального времени виража, т. е. режим полета, при котором отношение радиуса виража к скорости полета наименьшее r t min. (7.9) min Из соотношений (7.5) и (7.8) следует, что:

6 — при заданной перегрузке (заданном угле крена) радиус правильного виража пропорционален квадрату скорости (r

), а время правильного виража пропорционально скорости в первой степени (t

). — на заданной (принятой) скорости полета характеристики правильного виража всецело определяются величиной нормальной перегрузки n y. 1.1 Предельные виражи Характеристики правильного виража на заданной скорости полета определяются величиной перегрузки n y. Чем больше нормальная перегрузка, тем меньше радиус и время выполнения виража. Но увеличение перегрузки небеспредельно, оно ограничено рядом факторов. 1. Имеется допустимая эксплуатационная перегрузка n y доп. Она может определяться: непосредственно прочностью конструкции самолета; выносливостью экипажа, т. е. его способностью переносить определенные допустимые перегрузки в длительном полете; допустимой перегрузкой из условия обеспечения нормального комфорта пассажиров (для пассажирских самолетов). Поскольку нормальная перегрузка n y связана с углом крена, то в Руководствах по летной эксплуатации самолетов приводятся допустимые углы крена доп. В простых метеоусловиях днем рекомендуется выполнять разворот с креном не более 30, а в сложных метеоусловиях и ночью с креном Имеется предельно допустимое значение угла атаки самолета доп, определяемое из условия обеспечения безопасности полетов, гарантирующее самолет от сваливания: доп = без. Ограничение по безопасности полетов возникает в связи с тем, что на вираже необходимо отклонять штурвал на себя, увеличивая угол атаки (о чем говорилось выше). 3. Имеются ограничения в отношении располагаемой тяги (мощности) двигателей (так как на вираже необходимо дополнительно увеличивать частоту вращения двигателя). Виражи, выполненные на перечисленных эксплуатационных ограничениях, называются предельными. Графические зависимости радиуса виража от скорости полета при перечисленных ограничениях принято называть границами предельных виражей. Граница предельных виражей по допустимой перегрузке. Она представляет собой квадратичную параболу (рис. 7.5). Чтобы убедиться в этом, достаточно в выражение радиуса виража (7.5) подставить значение перегрузки n y доп :

7 Рис Граница предельных виражей по допустимой перегрузке (область допустимых виражей ОДВ) r доп. (7.10) g n y доп 1 Выше этой границы расположена область возможных (допустимых) виражей (ОДВ) по допустимой перегрузке, ниже этой границы область виражей, радиусы которых не могут быть реализованы, так как для их получения требуется перегрузка, большая чем n y доп, а это недопустимо. Граница не зависит от высоты полета. Граница предельных виражей по безопасному от сваливания углу атаки. Эта граница определяется перегрузкой n y без при безопасном значении коэффициента подъемной силы с y без, соответствующем безопасному углу атаки: Yбез c y без S n y без G (7.11) G г.п. без Минимально допустимая скорость самолета в условиях горизонтального полета G г.п.без min доп (7.1) c S у без имеет место, когда c у без min доп S Yбез G. (7.13) Подставив значение (7.11) в выражение радиуса виража (7.5), получим 1 rбез / (7.14) 1 1 g 4 4 min доп Из данного соотношения следует, что при вир = min доп радиус виража стремится к бесконечности r (т. е. вираж не возможен, возможен горизонтальный полет), а при вир > min доп с увеличением скорости радиус виража уменьшается и стремится к значению g при (рис. 7.6). r min доп

8 Рис Граница предельных виражей по безопасному от сваливания углу атаки Граница предельных виражей по безопасному углу атаки зависит от высоты полета, так как скорость min доп зависит от плотности воздуха и с высотой растет (7.1). Поэтому с увеличением высоты полета граница предельных виражей смещается вправо в сторону больших скоростей и вверх в направлении возрастания радиуса виража. Граница предельных виражей по располагаемой тяге (мощности) двигателей. Эта граница определяется возможной перегрузкой n при достижении равенства лобового сопротивления на вираже и располагаемой тяги, соответствующей номинальному режиму работы двигателей: Х а = Р р. (7.15) Для определения перегрузки n ypp, которая возникает на самолете при выполнении условия (7.15), выразим лобовое сопротивление на вираже через лобовое сопротивление в горизонтальном полете. Ya Ya Так как n y, то с уа n yc y г.п.. G Y г.п. с с с c A c c A n c с n c х х0 хi x0 x0 c c c n xi г.п. xi г.п. x г.п. y 1 cxi г.п.. S X г.п. n y 1 X i г.п. y y y г.п. х0 y xi г.п. Умножив это выражение на, получим X, (7.16) где X г.п. cx г.п. S c x0 cxi г.п. S — сила лобового сопротивления в горизонтальном полете; X i cxi S A c г.п. г.п. y г.п. S — индуктивное сопротивление в горизонтальном полете. Поскольку лобовое сопротивление на предельном вираже по тяге равняется располагаемой тяге (7.15), то из (7.16) получим Р р Рп n yp 1 X i или г.п. p n yp 1 Х i г.п. Pp Pп Ризб p n yp 1 p i г.п., откуда Ризб. (7.17) Х ypp

9 Рис Граница предельных виражей по располагаемой тяге (мощности) двигателей Подставив найденное выражение предельной перегрузки (7.17) в (7.10), получим X i г.п. rp. (7.18) p g Ризб Если учесть, что G Х А с i г.п. y S A c y г.п. G A S, так как G с y г.п. S G и с у г.п., S то можно окончательно записать A r P m. (7.19) p S Pизб Предельный радиус виража по тяге (мощности) двигателей прямо пропорционален линейной скорости в первой степени и обратно пропорционален корню квадратному из избытка тяги. На максимальной скорости P изб = 0 и r Рр (правильный вираж не возможен, а возможен только горизонтальный полет). С уменьшением скорости от max избыток тяги растет, что способствует интенсивному уменьшению радиуса виража по тяге (рис. 7.7). При некоторых значениях скорости радиус r Рр начнет расти. Это произойдет, когда Р изб будет уменьшаться более интенсивно, чем скорость. Граница предельного виража по тяге зависит от высоты полета, так как высота Н влияет на плотность и на избыточную тягу (7.19). Поскольку и то и другое с высотой уменьшается, то граница предельных виражей с увеличением высоты смещается вверх. Чем больше высота полета, тем смещение больше и радиус предельного виража по тяге больше. Если все три рассмотренные выше границы представить на одном графике, то получим область допустимых виражей (ОДВ) это область скоростей и радиусов на графике границ предельных виражей r пред = f(), которые самолет может реализовать с учетом всех эксплуатационных ограничений (рис. 7.8). Полученный график предельных виражей позволяет: — определить область допустимых виражей и найти, какие ограничения и на каких скоростях имеют место; — определить режим минимального радиуса и минимального времени виража. Режим минимального радиуса виража (r min, r ) находится в точке касания к ОДВ линии, параллельной оси абсцисс, а режим min минимального

10 времени виража r в точке касания к ОДВ линии, проведенной t, min t min из начала отсчета, в которой (r/) min ; — выявить, что на малых высотах режим минимального радиуса и минимального времени виража совпадают. На больших же высотах, близких к потолку самолета, режим минимального времени виража смещается от режима минимального радиуса в сторону больших скоростей; — выявить, что на малых высотах режим минимального радиуса и минимального времени виража являются режимами с Рис Область допустимых виражей наибольшей перегрузкой; — отметить, что с увеличением высоты полета минимальный радиус и минимальное время виража возрастают, причем минимальный радиус возрастает более интенсивно. Чем больше высота, тем требуется большее пространство и большее время для выполнения виража минимального радиуса. Криволинейное движение в вертикальной плоскости Для искривления траектории в вертикальной плоскости пилоту необходимо создать центростремительную силу соответствующего направления. Так как по нормальному направлению к траектории на самолет действуют силы Y а и составляющая силы тяжести G cos, то от их соотношения будет зависеть направление и величина искривления траектории. Если пилоту необходимо начать маневр по восходящей криволинейной траектории, то он отклоняет штурвал на себя, увеличивает угол атаки и, следовательно, подъемную силу, таким образом, чтобы добиться неравенства Y а G cos. Возникающая центростремительная сила (Y а -G cos ) искривляет траекторию вверх. Если же пилоту необходимо начать движение по нисхо-

11 дящей криволинейной траектории, то он отклоняет штурвал от себя, уменьшая угол атаки и подъемную силу. Возникающая центростремительная сила (G cos — Y а ) искривляет траекторию вниз. Отсюда следует, что в процессе криволинейного движения на самолет Ya действует нормальная перегрузка n y. Она может быть больше 1, когда G самолет искривляет траекторию вверх (иногда этот участок называют выходом из пикирования или выходом из снижения или выравнивания). Нормальная перегрузка может находиться в пределах от 0 до 1, когда ЛА искривляет траекторию вниз (вход в снижение). Перегрузка может быть и меньше 1 (отрицательной). Это возможно в случае в случае сильного уменьшения угла атаки (меньше 0 ) и отрицательного значения подъемной силы. Т.е. подъемная сила становится направленной вниз и самолет движется по очень крутой нисходящей траектории (вход в пикирование). При криволинейном движении самолета в вертикальной плоскости фактический угол атаки не остается постоянным. Угол атаки изменяется вследствие набегания на ЛА дополнительного воздушного потока при вращении вокруг боковой оси. При выходе из снижения фактический угол атаки уменьшается, при входе в снижение увеличивается. Изменение угла атаки приводит к изменению силы лобового сопротивления. Поскольку при движении изменяется также и продольная составляющая силы тяжести G sin, то криволинейное движение ЛА в вертикальной плоскости будет всегда неустановившимся, то есть с переменной по величине скоростью (если пилот не предпримет специальных действий для регулирования тяги). Взлет и посадка самолета Основные этапы взлета Взлет современных самолетов обычно разбивают на две части: собственно взлет и начальный набор высоты, которые в свою очередь состоят из ряда этапов. Рассмотрим их. Собственно взлет (или просто взлет). Взлет самолета это такое неустановившееся движение самолета (рис. 8.1), в процессе которого он переводится из стояночного положения (на линии старта) в управляемый полет путем разгона до определенной безопасной скорости ( ) и

12 набора некоторой минимальной высоты Н взл. Рис Схема взлета самолета Современные самолеты гражданской авиации, обладающие относительно высокой тяговооруженностью (Р р /G = 0,3. 0,35), совершают взлет в два этапа: разбег и разгон с одновременным набором высоты. Каждый этап имеет свои особенности и характеризуется своими дистанциями (длинами) и скоростями. Разбег самолета это неустановившееся движение самолета по земле. Он предназначен для изменения скорости движения от нуля до скорости отрыва. Скорость отрыва отр это скорость самолета в момент отрыва основных его опорных устройств от поверхности ВПП по окончании разбега. При скорости отр выполняется равенство подземной силы весу самолета (условие отрыва Y отр = G), и он может оторваться от земли. Скорость отрыва выбирается (назначается) из условия обеспечения безопасности движения самолета в процессе отрыва и после отрыва. В соответствии с требованиями НЛГС она должна быть больше скорости сваливания самолета c, во взлетной конфигурации не менее, чем на 10 %, отр c. (8.1) В конце разбега, когда скорость самолета 0,98 отр пилот плавно увеличивает угол атаки и отрывает самолет от земли. Расстояние, проходимое самолетом с момента страгивания на линии старта до момента его отрыва от ВПП, называется длиной разбега L р. Разгон самолета до безопасной скорости взлета с одновременным набором минимальной высоты полета Н взл называется воздушным взлетным участком. Согласно НЛГС Н взл составляет 10,7 м и называется высотой условного (стандартного) препятствия над уровнем ВПП. Безопасная скорость взлета, достигаемая в конце набора минимальной высоты Н взл выбирается таким образом, чтобы обеспечить; безопасное получение нормируемых градиентов набора высоты на последующих этапах взлета. Согласно НЛГС она должна превышать скорость сваливания с на 0% для самолетов с двумя-тремя двигателями и на 15 % при большем числе двигателей: (1,15 1,0) c. (8.) Расстояние по горизонтали, на котором происходит изменение скорости от отр до и набор минимальной высоты Н взл называется длиной разгона (длиной воздушного взлетного участка) L 1. Сумма длин разбега и разгона составляет длину взлетной дистанции самолета: L взл = L 1 + L р. (8.3)

13 Длина разбега, разгона, взлетная дистанция, скорость отрыва и безопасная скорость взлета входят в число так называемых основных взлетных характеристик самолета. Дистанции разбега и взлета, полученные расчетным путем, принято называть фактическими дистанциями разбега и взлета. Значения фактических дистанций разбега и взлета относятся к основным характеристикам самолета, они предъявляют определенные требования к ВПП. Эти требования устанавливаются НЛГС и определяют потребные длину разбега L п.д.р. и дистанцию взлета L п.д.в. Потребная длина разбега при всех работающих двигателях устанавливается равной сумме фактической длины разбега и половины дистанции воздушного взлетного участка, увеличенной на 15 %: L п.д.р. = 1,15 (0,5 L 1 + L р ). (8.4) Потребная дистанция взлета при всех работающих двигателях устанавливается равной фактической взлетной дистанции, увеличенной на 15 %: L п.д.в. = 1,15 L взл = 1,15 (L 1 + L р ). (8.5) Полученные значения потребных дистанций определяют потребную длину ВПП следующим образом: L п.д.р. L впп ; (8.6) L п.д.в. 1,5 L впп. (8.7) Эти соотношения справедливы только для так называемого нормального взлета. Взлет называется нормальным, если от начала страгивания самолета на старте до выхода на высоту полета по маршруту он осуществляется при нормальной работе всех двигателей, систем и агрегатов с использованием предусмотренной Руководством по летной эксплуатации (РЛЭ) техники пилотирования. Если в процессе взлета произошел отказ двигателя, то в зависимости от того, в какой точке взлетной дистанции произошел отказ, пилот может либо продолжить взлет, либо прервать его. Это особый случай взлета. Рис. 8.. Схема полного взлета ЛА

14 За взлетом (от Н взл = 10,7м) следует начальный набор высоты вплоть до достижения Н пв = 400 м. Эту часть полного взлета также можно условно разделить на несколько этапов (рис. 8.). На этапе L происходит разгон самолета от скорости до скорости, обеспечивающей безопасный набор высоты с выпущенной механизацией и плавное увеличение угла наклона траектории (угла набора ). На этапе L 3 происходит набор высоты начала уборки механизации Н мех = 10 м, скорость при этом увеличивается до безопасной скорости начала уборки механизации 3. Полет на этом участке близок к прямолинейному. По условиям безопасности угол набора должен иметь определенное значение, По принятой в НЛГС терминологии крутизна траектории при начальном наборе высоты оценивается не самим углом, а так называемым градиентом набора высоты. Градиент набора высоты н это тангенс угла наклона траектории набора высоты выраженный в процентах: н = tg 100%. (8.8) По требованиям НЛГС градиент набора высоты на этапе L 3 должен быть не менее 5 % (что соответствует примерно 3 ). В конце этапа начинается уборка механизации. На этапе L 4 происходит уборка механизации, скорость самолета увеличивается до рекомендуемой скорости начального набора высоты 4. Этап заканчивается при наборе высоты полного взлета Н пв = 400 м. По требованиям НЛГС градиент набора высоты н на этапе L 4 должен быть не менее 3% (что соответствует около ). Здесь полный взлет заканчивается и начинается этап полета по маршруту (с набором крейсерской скорости и расчетной высоты).. Посадка самолета. Основные этапы Посадка самолета является наиболее сложным и ответственным этапом, завершающим полет. Посадку современных самолетов гражданской авиации можно разбить на две части: заход на посадку и собственно посадку, которые в свою очередь аналогично взлету также состоят из ряда этапов. Заход на посадку. Этап захода на посадку начинается на высоте H пп = 400 м и продолжается до высоты 15 м над уровнем ВПП (рис. 8.5).

15 Рис Полная посадка Расстояние по горизонтали, проходимое самолетом на этом этапе, называется дистанцией захода на посадку L зп. Уровень H пп = 400 м считается началом глиссады. Под глиссадой понимается траектория полета самолета при предпосадочном снижении (заходе на посадку). В процессе снижения и предпосадочного маневрирования до входа в глиссаду осуществляется выпуск шасси и предварительный выпуск закрылков. Скорость при этом снижается от скорости снижения с эшелона до скорости захода на посадку зп. При входе в глиссаду закрылки отклоняются в посадочное положение и самолет начинает плавно снижаться. Снижение по глиссаде это установившийся прямолинейный полет, т.е. с постоянной скоростью зп и постоянным углом наклона траектории сн. Постоянная скорость на глиссаде поддерживается путем изменения режима работы двигателей. Скорость захода на посадку регламентирована. Она должна согласно НЛГС превышать скорость сваливания самолета в посадочной конфигурации зп 1,3 с. (8.15) Как и в случае набора высоты, наклон глиссады определяется градиентом снижения сн, который характеризуется абсолютной величиной тангенса угла наклона глиссады к горизонту и задается в процентах: сн tg сн 100 (8.16) Рекомендуемый НЛГС градиент снижения должен быть не более 5 %. При стандартном угле залегания глиссады сн = -3 снижение по глиссаде производится с вертикальной скоростью y = 3. 3,5 м/с. Непосредственно перед ВПП расположена так называемая свободная зона (см. рис. 8.5), в которой не должно быть никаких возвышающихся препятствий. Вне этой зоны могут находиться не очень большие препятствия, которые не должны быть выше линии ограничения препятствий.

16 Высота Н пос = 15 м над ВПП считается концом этапа захода на посадку. С этой высоты начинается собственно посадка самолета. Здесь происходит дальнейшее торможение самолета с одновременном его снижением до плавного касания и затем пробег по ВПП. Расстояние по горизонтали, проходимое самолетом с момента входа в глиссаду на высоте 400м при заходе на посадку до момента его остановки после пробега по В ПП называется полной посадочной дистанцией L пп. Она складывается из дистанции захода на посадку и посадочной дистанции: L пп = L зп + L пос. (8.17) Собственно посадка (или просто посадка). Посадка самолета это такое неустановившееся движение самолета, в процессе которого самолет переводится из управляемого полета в стояночное положение путем торможения скорости до нуля и потери некоторой высоты Н пос на границе ВПП. Иногда высоту Н пос называют высотой стандартного препятствия. По существующим НЛГС за такую высоту принимается Н пос = 15 м над торцом (входной кромкой) ВПП. Для самолетов местных воздушных линий со скоростями захода на посадку менее 00 км/ч допускается определять посадочную дистанцию с высоты 9 м (т.е. для них Н пос = 9 м). Путь, пройденный самолетом по горизонтали в процессе посадки, т.е. от момента прохождения высоты стандартного препятствия Н пос =15 м (или 9 м) со скоростью предпосадочного снижения (захода на посадку) зп до момента полной его остановки ( = 0) после пробега по ВПП, называется посадочной дистанцией L пос. По своей схеме посадка противоположна взлету. Нормально она осуществляется в четыре этапа: снижение (планирование) выравнивание выдерживание пробег (рис. 8.5). В соответствии с этими этапами посадочная дистанция складывается из дистанции снижения (планирования) L сн, дистанции выравнивания L выр, дистанции выдерживания L выд и дистанции пробега L пр : L пос = L сн + L выр + L выд + L пр (8.18)

17 Рис Этапы посадки С расчетной точки зрения удобно посадочную дистанцию представить, как сумму дистанций воздушного посадочного участка L в.пос и участка пробега L пр : L пос = L в.пос + L пр. (8.19) Дистанция воздушного посадочного участка есть путь, пройденный самолетом по горизонтали от момента пересечения входной кромки ВПП на высоте 15 м (или 9 м) над торцом ВПП со скоростью предпосадочного снижения (захода на посадку с зп ) до момента приземления самолета на основные опоры (касание основных колес ВПП). Она складывается из дистанции снижения L сн выравнивания L выр и выдерживания L выд : L в.пос = L сн + L выр + L выд. (8.0) Процесс перехода от воздушного посадочного участка к участку: пробега называется парашютированием. При нормальной посадке гражданских пассажирских самолетов парашютирование, если и есть, то выражено очень слабо и его влиянием на посадочные характеристики самолета можно пренебречь. Путь, пройденный самолетом при движении его по земле (ВПП) в процессе пробега, когда скорость гасится от пос до нуля, называется дистанцией (длиной) пробега L пр. Предпосадочное снижение по существу является продолжением захода на посадку, а траектория предпосадочного снижения продолжением глиссады. Предпосадочное снижение, так же как и заход на посадку, не является чистым планированием. Для обеспечения возможности ухода на второй круг и своевременного подтягивания самолета снижение осуществляется с работающими двигателями. Снижение заканчивается на высоте начала выравнивания Н выр = м (см. рис. 8 6).

18 Скорость предпосадочного снижения зп (захода на посадку, или ее еще иногда называют скоростью планирования пл ) выбирается из условия обеспечения безопасности полета на всех этапах маневрирования самолета при заходе на посадку и посадке. Она устанавливается в довольно узком диапазоне скоростей. Скорость снижения можно определить по формуле Gпос зп, 0Sc y сн где с y cн 0,6с уmах.пос, с у mах.пос максимальное значение коэффициента подъемной силы (без учета влияния земли) в посадочной конфигурации самолета. В процессе выполнения выравнивания уменьшается вертикальная скорость самолета у. Для выравнивания пилот отклоняет штурвал на себя, увеличивая угол атаки. При этом подъемная сила Y a, становится больше составляющей силы тяжести Gcos. Возникающая центростремительная сила (Y a Gcos ) заставляет самолет двигаться по криволинейной траектории. Выравнивание заканчивается на высоте 0,5. 1,5 м. После снижения и выравнивания самолет еще обладает большой горизонтальной скоростью. Для уменьшения ее используется выдерживание. Чтобы при выдерживании самолет не терял высоту, его подъемная сила должна оставаться равной силе тяжести самолета. Для этого пилот по мере уменьшения скорости непрерывно увеличивает угол атаки, отклоняя штурвал на себя. Движение самолета по траектории происходит главным образом за счет запаса кинетической энергии, накопленной во время снижения; скорость полета при этом уменьшается до величины посадочной скорости пос. По достижении пос пилот прекращает отклонение штурвала на себя, значение подъемной силы вследствие продолжающегося уменьшения скорости становится меньше силы тяжести самолета, и самолет парашютирует на ВПП, касаясь его колесами шасси. Далее начинается этап пробега самолета по ВПП, который заканчивается его полной остановкой. Скорость самолета, при которой он касается основными колесами ВПП, называется посадочной пос. Для облегчения посадки и уменьшения нагрузок на шасси выгодно приземляться на минимальной скорости и, следовательно, на максимальном угле атаки. Из условия Y a = G посадочная скорость Gпос пос, (8.) 0Sc y пос где c y пос определяется на посадочном угле атаки в посадочной конфигурации самолета и с учетом влияния близости земли. Если ВПП влажная, потребная посадочная дистанция увеличивается еще на 15%

19 Угол атаки пос назначается такой, при котором гарантируется безопасность приземления и наиболее полное использование аэродинамических и конструктивных возможностей данного самолета. Он должен быть несколько меньше критического угла атаки (в посадочной конфигурации самолета с учетом влияния земли) и должен обеспечивать в момент касания основных колес зазор между хвостовой частью фюзеляжа и поверхностью ВПП не менее 0. 0,3 м. В среднем пос = Пробег заключительный этап посадки самолета. Он представляет собой неустановившееся прямолинейное движение самолета в горизонтальной плоскости и предназначен для окончательного гашения скорости от пос до нуля. Длина воздушного посадочного участка, пробега, посадочная дистанция, скорость захода на посадку и посадочная скорость входят в число так называемых основных посадочных характеристик самолета. Посадочную дистанцию, полученную расчетным путем, принято называть фактической посадочной дистанцией. Значение фактической посадочной дистанции L пос относится к основным характеристикам самолета. Рассматривая посадку самолета в условиях его эксплуатации, принято, кроме фактической посадочной дистанции, различать еще потребную посадочную дистанцию, т.е. потребную длину ВПП для посадки (L п.п.д. ). Дело в том, что при выполнении посадки могут иметь место те или иные, иногда довольно существенные отклонения от принятой схемы захода на посадку, от установленных значений скорости и высоты пересечения входной кромки ВПП в сторону их завышения и другие ошибки пилотирования. Поэтому для того, чтобы обеспечить безопасность посадки и гарантировать ее, принято по Нормам летной годности фактическую посадочную дистанцию завышать на коэффициент К ВПП : L п.п.д. = К ВПП L пос, (8.3) где К ВПП = 1,67 для посадки на основной аэродром, К ВПП = 1,43 для посадки на запасной аэродром. Если ВПП влажная, то потребная посадочная дистанция увеличивается еще на 15%. Полученные значения потребных посадочных дистанций определяют посадочную длину ВПП L п.п.д. L ВПП. (8.4) С учетом потребной посадочной дистанции размер потребной длины ВПП для современных самолетов определяется в большинстве случаев не взлетом, а посадкой.

20 Влияние различных факторов на взлетно-посадочные характеристики самолета Факторы, влияющие на взлетно-посадочные характеристики самолета, очень многообразны. Условно их можно разделить на эксплуатационные и конструктивные факторы. K эксплуатационным факторам относятся состояние атмосферы: давление, температура воздуха, скорость и направление ветра. К ним также можно отнести место расположения ВПП над уровнем моря (очевидно, это влияет на температуру наружного воздуха и атмосферное, давление), уклон ВПП, состояние поверхности полосы, взлетная (посадочная) масса, отклонение закрылков и т. п. К конструктивным факторам относятся нагрузка на крыло G/S, тяговооруженность Р р /G, механизация крыла, система торможения колес шасси и др. Сравнивая соотношения, определяющие дистанции разбега и пробега (8.11) и (8.3), нетрудно видеть их идентичность. Действительно, земной участок (разбега или пробега) Lзем, (8.34) P ср g j G пр где j ср среднее ускорение при движении самолета по земле (разбеге или пробеге). Из анализа (8.34) следует, что взлетно-посадочные характеристики самолета, предъявляющие определенные требования к ВПП, определяются безопасной скоростью полета ( отр, пос ), ускорением j, реализуемым в процессе разбега (пробега) и состоянием поверхности ВПП ‘(характеризуемого величиной приведенного коэффициента трения φ пр ). В соответствии с этим и определяются основные направления по улучшению взлетно-посадочных характеристик самолета. Состояние поверхности ВПП. Ее влияние на длину разбега (пробега) связано с силой трения, которая возникает при качении колеса по ВПП. При этом чем больше сила трения, тем меньше ускорение на разбеге (больше на пробеге), в результате чего увеличивается длина разбега (уменьшается длина пробега). Поэтому необходимо содержать ВПП в надлежащем состоянии и совершенствовать ее с целью обеспечения наименьшего значения коэффициента трения при разбеге и максимального сцепления шин (колес) с поверхностью ВПП при пробеге. Взлетно-посадочные безопасные скорости. Снижение взлетнопосадочных скоростей отр и пос является мощным средством улучшения взлетно-посадочных характеристик, поскольку скорости входят в соотношения (8.11) и (8.3) в квадрате. Для этого увеличивают коэффициент подъем-

21 ной силы на взлетно-посадочных углах атаки (с уотр, с упос ) за счет разработки новых и совершенствования существующих средств механизации крыла, направленных на увеличение эффективной площади крыла, кривизны профиля крыла (предкрылков, отклоняющихся носков крыла, двух и трех щелевых закрылков и т. д.) и использования энергии двигателей (реактивных закрылков, систем управления пограничным слоем путем его отсоса и сдува и т.д.). При создании средств механизации крыла следует стремиться обеспечить наибольший прирост коэффициента подъемной силы в условиях взлета без существенного роста коэффициента лобового сопротивления, т. е. при высоком аэродинамическом качестве. При посадке же следует стремиться к увеличению коэффициента подъемной силы с преимущественным ростом коэффициента лобового сопротивления, т. е. при сниженном аэродинамическом качестве. Поэтому закрылки на взлете отклоняются в промежуточное положение, а на посадке на максимальный угол. Разгонно-тормозные устройства. Разработка и совершенствование разгонно-тормозных устройств должны обеспечить получение наибольших ускорений. При взлете это достигается путем повышения тяговооруженности самолета Р р /G. Тяговооруженность современных транспортных самолетов 0,5. 0,35. При посадке и прерванном взлете получение больших отрицательных ускорений достигается за счет применения и постоянного совершенствования различных средств торможения. В настоящее время при пробеге используются следующие средства. 1. Тормоза колес. Их применение позволяет сократить длину пробега в 1,5. раза за счет увеличения сопротивления движению. Здесь совершенствование идет по пути создания эффектных автоматов торможения, не допускающих «юза» колес и заставляющих работать колеса в оптимальном режиме торможения.. Реверсивное устройство. Его использование (создается составляющая тяги двигателя, направленная против движения самолета) при посадке в нормальных условиях сокращает длину пробега на %. При пониженных коэффициентах сцепления колес с ВПП реверсивное устройство тяги является основным средством уменьшения длины пробега.. 3. Аэродинамические средства торможения щитки, интерцептор и т.п. Условия эксплуатации. Из эксплуатационных факторов, оказывающих существенное влияние на взлетно-посадочные характеристики, рассмотрим массу самолета, состояние атмосферы и уклон ВПП. Взлетная и посадочная масса самолета влияют на длину земного участка [см. (8.34)] через скорость полета и тяговооруженность Р р /G б. При увеличении массы скорость возрастает G, (8.35) Sc ya

АЭРОДИНАМИКА САМОЛЕТА ПЛАНИРОВАНИЕ САМОЛЕТА

АНИРОВАНИЕ САМОЛЕТА Прямолинейное и равномерное движение самолета по наклонной вниз траектории называется планированием или установившимся снижением Угол, образованный траекторией планирования и линией

Видео:Урок 43. Криволинейное движение. Равномерное движение по окружности. Центростремительное ускорениеСкачать

Криволинейное движение самолета в горизонтальной плоскости.

Уравнение криволинейного движения.

Криволинейное движение самолета в горизонтальной плоскости с поворотом на 360 0 называется виражом. Чтобы осуществить искривление траектории, необходимо для выполнения виража приложить силу, перпендикулярную вектору скорости, положение которого должно находится в плоскости YoZ.

Возможно два варианта приложения данной схемы:

1. Задание некоторого угла скольжения (начальная стадия развития авиации) – путем отклонения руля направления. При этом возникает малый угол скольжения β, в результате чего составляющая силы на боковую ось будет задавать разворот:

Поскольку данная проекция является величиной малой – поворот (вираж) будет достаточно медленным, то есть, траектория движения будет иметь большой радиус кривизны.

2. В настоящее время осуществляется за счет задания самолету определенного угла крена. В этом случае возникает необходимая для осуществления виража сила R_a2, которая образуется за счет появления проекций силы R_a на поперечную ось.

Как правило, скорость движения самолета поддерживается постоянной. Вираж с постоянным углом крена и постоянной скоростью полета называется установившимся. Вираж без скольжения называется правильным.

Анализируя силы, действующие вдоль оси ОУ_к видим, что для уравновешивающей силы тяжести при увеличении угла крена необходимо увеличивать подъемную силу У_а, чтобы выполнялось следующее условие:

Для этог онеобходимо увеличивать скорость полета, то есть, скорость на вираже должна быть больше скорости при горизонтальном полете.

При правильном вираже уравнения ЛА примут следующий вид:

(9.1)

Основные параметры правильного виража.

, где — радиус виража.

Уравнения 9.1 запишем в следующем виде:

(9.2)

Из первого уравнения системы 9.2 следует, что сила тяги уравновешивает силу лобового сопротивления.

Введем понятие перегрузки.

Перегрузкой называется отношение силы тяги и аэродинамической силы к силе тяжести. Перегрузка – безразмерный вектор, имеющий следующие проекции:

(9.3)

Выразим все характеристики правильного виража через перегрузки, при этом учитывая, что угол атаки равен 0. Из второго и третьего уравнения системы 9.2 найдем выражение, определяющее радиус виража:

(9.5)

Из второго уравнения 9.2 получим:

(9.6)

Из уравнения 9.6 найдем выражение для скорости виража:

(9.7)

То есть, скорость на вираже должна быть больше скорости горизонтального полета на величину корня квадратного из вертикальной перегрузки.

Для увеличения скорости движения необходимо увеличить силу тяги, таким образом получим:

(9.8)

Найдем мощность, необходимую для выполнения виража:

(9.9)

Угловая скорость и время выполнения виража соответственно будут равны:

(9.10)

(9.11)

Из выражения 9.11 следует, что время виража можно уменьшить за счет перегрузки, но величина перегрузки при этом остается ограниченной конструктивными параметрами (прочность, максимальная сила тяги, максимальная мощность, человеческий фактор).

Согласно требованиям ИКАО разворот во время посадки должен выполняться с креном не более , которому соответствует перегрузка .

Вираж, выполняемый с предельной перегрузкой называется предельным.

Дата добавления: 2014-12-03 ; просмотров: 61 ; Нарушение авторских прав

📸 Видео

Физика # 02. Кинематика криволинейного движенияСкачать

Движение тела, брошенного под углом к горизонтуСкачать

КРИВОЛИНЕЙНОЕ ДВИЖЕНИЕ - Угловое Перемещение, Угловая Скорость, Центростремительное УскорениеСкачать

Урок 135. Применения ур-ния Бернулли (ч.2). Подъемная сила крыла самолета (ч.1)Скачать

Физика - движение по окружностиСкачать

Криволинейное, равномерное движение материальной точки по окружности. 9 класс.Скачать

Прямолинейное и криволинейное движение | Физика 9 класс #17 | ИнфоурокСкачать

Лекция 2 Динамика полета самолета. Часть 3 Взлет самолетаСкачать

Физика - уравнения равноускоренного движенияСкачать

Урок 45. Простейшие задачи на криволинейное и вращательное движениеСкачать

Лекция 2 Динамика полета самолета. Часть 5 Пилотаж самолетаСкачать

Физика. 9 класс. Криволинейное движение, равномерное движение материальной точки по окружностиСкачать

Как летает самолет? Закон Бернулли - Основы авиации #2Скачать

расчет однолонжеронного свободнонесущего крыла на прочность. Часть 1. Построение эпюрСкачать

Урок 44. Вращение твердого тела. Линейная и угловая скорость. Период и частота вращения.Скачать

Криволинейное движение телаСкачать

В Краснодаре самолет "Аэрофлота" совершил аварийную посадку. Видео от пассажиров очень страшноеСкачать