книги из ГПНТБ / Сорокин Э.И. Взлетно-посадочные характеристики летательных аппаратов [учебное пособие]

Э. И. СОРОКИН

ВЗЛЕТНО-ПОСАДОЧНЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ

РИЖСКИЙ ИНСТИТУТ ИНЖЕНЕРОВ ГРАЖДАНСКОГО ВОЗДУШНОГО ФЛОТА имени ЛЕНИНСКОГО КОМСОМОЛА

Р и г а — 1963

Г Л А В А I

ВЗЛЕТ И ПОСАДКА ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА

§1. Взлет летательного аппарата

Впроцессе взлета летательный аппарат набирает скорость, необходимую для создания подъемной силы, достаточной для уравновешивания веса. Как известно, скоростью, при которой возможен горизонтальный полет, является минимальная ско­ рость Кмин, соответствующая максимальному значению коэф­ фициента ПОДЪеМНОЙ СИЛЫ СуМакс-

Поскольку полет на минимальной скорости является опас­

ным из-за возможности перехода на закритические углы атаки, а также из-за недостаточной эффективности органов управле­ ния, тоотрыв самолета после разбега по земле производится при скорости, превосходящей минимальную на 10 ^ 15%>. После отрыва самолета от земли выполняется разгон и набор высоты.

v=o

Я г 7/TT7/7TWTW тЯтЖ'ГР/ Т77ГТ77/Т7Л

—— ёзл ет м а я дг/станц& Я

( б )

Фиг. 1. Схема самолета.

3

На самолетах, имеющих сравнительно большую тяговоору-

женность (Ту-104, Ил-18, Ан-10, Ан-24, Ту-124, Ил-62) выпол­ няется разгон с одновременным набором высоты (фиг. 1,а). На самолетах с меньшей тяговооруженно'стью (Ил-14, Ли-2, Ил-12) после отрыва от земли разгон выполняется по траекто­ рии с очень малым углом наклона (выдерживание самолета) с последующим переходом к набору высоты с постоянной ско­ ростью (фиг. 1,6). Взлет считается законченным после дости­ жения высоты так называемого стандартного препятствия, рав­

ной 15—25 м.

Таким образом, взлет самолета можно разбить на следую­ щие этапы (фиг. 1 ,а):

а) разбег, б) разгон с одновременным набором высоты,

Для самолетов с малой тяговооруженностью (фиг. 1,6): а) разбег, б) выдерживание (разгон),

в) набор высоты.

Длина взлетной дистанции LB3лд складывается из длин указанных этапов. Рассмотрим этапы взлета более подробно.

Разбег

Разбег представляет собой ускоренное движение самолета по земле, в процессе которого скорость изменяется от нуля до скорости отрыва.

Скорость отрыва V0TV определяется из условия равенства суммы подъемной силы и вертикальной составляющей тяги весу самолета (фиг. 2)

4

где аотр •— угол атаки при отрыве, фдв— угол между направлением тяги и хордой крыла.

Из уравнения (1.1) определяется Vorp

(1.2)

где Суотр— коэффициент подъемной силы при отрыве.

Величина Суотр рассчитывается при выпущенной механи­ зации, а также с учетом влияния земли. Как показывают иссле­ дования, картина распределения давления по верхней и ниж­ ней поверхностям крыла при его расположении вблизи земли изменяется в направлении увеличения разрежения на верхней и повышения давления на нижней поверхностях крыла (фиг. 3). В результате подъемная сила на углах атаки, меньших крити­ ческого,-увеличивается. Однако значение акриСуыакс при этом уменьшается.

Р

Фиг. 3.

На фиг. 4 приведены зависимости Cy—f{a) для случаев расположения крыла вдали и вблизи земли.

Величина Су0тР выбирается из соображений безопасности на 15“^ 20э/о менее Сумакс. При этом выбранный угол атаки аотр не должен превосходить предельного значения апред, опреде­ ляемого из условия касания земли хвостовой опорой (фиг. 5).

5

Относительный прирост Су за счет влияния земли приве­ ден на фиг. 6.

У самолетов с винтами коэффициент подъемной силы при отрыве заметно возрастает за счет обдувки крыла струей от винтов. Прирост Су при этом увеличивается с ростом тяги дви­ гателей и увеличением площади крыла, находящейся в зоне

6

обдувки-(фиг. 7). Следует отметить, что картина обтекания крыла в условиях обдувки винтами, с учетом взаимного влия­ ния .винта и крыла с мотогондолами весьма сложная, а поэто­ му расчет, аэродинамических характеристик может быть про­ изведен приближенно. Более точные результаты могут быть получены на основании экспериментальных данных.

Фиг. 6. Влияние земли на коэффициент подъемной силы.

Фиг. 7.

Для приближенной оценки влияния обдувки на коэффици­ ент подъемной силы крыла воспользуемся соотношениями, по­ лученными для идеального винта без учета влияния крыла на характеристики винта. В этом случае крыло обдувается повы­ шенной скоростью, которую можно считать равной Кобд=1/Г+ г'. Скорость V, создаваемая винтом, направлена по оси винта

(фиг. 8).

Для идеального винта она подсчитывается по формуле:

Р — тяга винта,

F — площадь, ометаемая винтом.

Как видно из фиг. 8, за винтом за счет созданной им ско­ рости v суммарный вектор скорости оказывается не только

Угол атаки обдуваемой части крыла за счет отклонения потока винтом уменьшается на величину sB

Угол ев определяется по теореме синусов

8

где фдВ— угол между оськз винта и хордой крыла. Подставляя значение $в в формулу (1.4), найдем:

Поскольку

У0бя — V + v — V + V(] r T + B ~ - l ) = V V T + в ; ,

то

У обд = С у а ( а - а 0 - з в) р- ~ 5 0бд (1 + В в).

Прирост подъемной силы, полученной за счет -обдувки, будет равен:

о V2

А У0бя = Уобя - К = С уя ( « - а 0 — зв) ^ - 5 0вд(1+

9