14.0 Введение

Самолёт-истребитель должен быть маневренным, это значит, он должен быть способным резко разворачиваться, быстро ускоряться и просто быстро летать. Обычное условие для маневренности- наличие высокой тяги двигателя. Неожиданным, для восприятия, может явиться тот факт, что для быстрого изменения направления полёта также требуется наличие высокой тяги двигателя. Причиной тому является сопротивление самолёта повышающееся по квадрату коэффициента подъёмной силы на крыле, что проявляется при проведении резких поворотов. Самолёт обычно поворачивается так, чтобы результат силы тяжести (гравитации) и центростремительное ускорение (или радиальная сила) были нормальны на крыле самолёта, а сила, которую они создают, была точно компенсирована (или сбалансирована) подъёмной силой крыла, так как это показано на рисунке 14.1.

Рисунок 14.1. Самолёт, совершающий горизонтальный разворот.

Величину ускорения принято выражать через термин фактора нагрузки (или величину перегрузки), обозначенного n: единица перегрузки соответствует ускорению, перпендикулярно направленному по отношению к крылу. Тогда подъёмная сила будет определять нормальный вес самолета; другими словами, если величина перегрузки равна 5, тогда соответствующее этому значению ускорение будет составлять 5 · g, а подъёмная сила - в пять раз превышать вес. Структура современных самолётов-истребителей разработана таким образом, чтобы максимальное значение величины перегрузки, испытываемой пилотом, не может превышать 9.

Для гражданских авиалайнеров повороты и углы крена настолько малы, что подъёмная сила крыльев немного больше чем вес самолёта, а размер двигателя, обычно, устанавливается в соответствии с требованиями набора высоты. Как будет определено ниже, для истребителя, размер двигателя, вероятнее всего, будет определяться максимальной нормой угла крена (или маневрирования), которые необходимо совершать на разных участках полёта, при различных условиях.

Изложение аэродинамических качеств самолёта является обязательным, но в этой теме оно затронуто поверхностно.

14.1 Подъем и ускорение

Подъемная сила L связана с динамическим напором и коэффициентом подъёмной силы:

,

(14.1)

где А - площадь крыла. Для установившегося полёта величина подъёмной силы равна весу самолёта m · g, т. о. m · g / A определяет нагрузку крыла. Обратите внимание, в таблице 13.2, величина нагрузки на крыло самолёта F-16 меньше половины величины самолёта Boeing 747-400. Низкая нагрузка на крыло, как следствие больших габаритов крыльев относительно веса всего самолёта, необходима для увеличения маневренности. Хотя форма крыльев влияет на подъёмную силу, производимую при данной скорости полёта и плотности воздуха, наиболее важным параметром, определяющим максимальный взлётный вес, является площадь крыла. Площадь крыла устанавливается весом самолета и определяется нагрузкой крыла. Для самолёта (NFA), нагрузка крыла принимается равной 3 500 Н / м².

При совершении взлёта и посадки коэффициент подъемной силы повышается за счёт использования щитков закрылок, предкрылков или эффекта выдувания, но для большой скорости полёта подобное используется редко. Верхний предел коэффициента подъёмной силы зависит от числа Маха, но для различных самолётов-истребителей эта величина находится в пределах небольшого диапазона. Для рассматриваемой нами задачи, максимальная величина коэффициента подъёмной силы будет меняться от значения 1.00 для числа Маха М = 0.7, до 0.4 для М = 1.5; для простоты и удобства расчётов, в этом интервале чисел Маха будет принята линейная зависимость.

Максимальное ускорение и величина перегрузки, которая может быть достигнута, определяется пиковой величиной коэффициента подъёмной силы. Для угловой скорости разворота, главную , определяющую роль имеют площадь крыла и динамическое давление.

Упражнение 14.1

Новый самолет-истребитель летит с массой 15 тонн. Нагрузка на крыло дается в Упражнении 13.1.

a) Для координированного поворота при полете на постоянной высоте с перегрузкой 9g на уровне моря (окружающая температура 288 K) с числом Маха 0.9, найдите угол крена и радиус кривизны. Каков коэффициент подъемной силы?

( Ответ: крен = 83.6 °; радиус = 1.07 км; C_L = 0.457)

б*) Найти радиус кривизны и коэффициент подъемной силы для поворота с 3g при числах Маха 0.9, 1.5 и 2.0 в тропопаузе (11-километровая высота; T=216.65K, ρ = 0.365 кг/м³).

( Ответ: радиус = 2.54, 7.06, 12.55 км; C_L = 0.680, 0.245, 0.134)

в) Если коэффициент подъемной силы не должен превысить 0.85, найти максимальную перегрузку в полете с М = 0.9 в тропопаузе. Если максимальный коэффициент подъемной силы - 1.00, найдите самое низкое Число Маха, при котором поворот 9g является возможным близко к высоте уровня моря.

(Ответ: 3.76 g; М_min = 0.609)

Упражнение 14.2

Покажите, что для постоянного числа Маха динамическое давление пропорционально местному окружающему давлению. Окружающее давление р на высоте h_Т выше тропопаузы задается как

где р_Т=22.7кН/м² - окружающее давление в тропопаузе, а h_Т задается в метрах.

Если максимальный коэффициент подъемной силы на М=0.9 равен 0.85 и нагрузка на крыло равна 2917Н/м², найдите максимальную высоту для установившегося полета при заданном числе Маха (если достаточная тяга была доступна).

(Ответ: 19.4 км).