Тема 1. Основы теории полета.

Принцип полета самолета. Основные компоненты ВС. Плоскости управления. Критические поверхности. Основные силы, действующие на самолет. Понятие об управлении воздушным судном.

При выполнении полета самолета в результате неравномерного распределения давления и сил трения по поверхности крыла в пограничном слое возникает полная аэродинамическая сила Ra, которая приложена в центре давления крыла и направлена в сторону пониженного давления

Аэродинамические силы профиля крыла самолета

Подъемная сила Ya всегда направлена перпендикулярно к набегающему потоку (вектору скорости полета), в сторону пониженного давления. Эта сила возникает вследствие разности давлений под крылом и над ним, причем, чем больше разность давлений, тем подъемная сила больше.

Лобовое сопротивление Xa направлено параллельно набегающему потоку (параллельно вектору скорости полета), но в обратную сторону.

Сила лобового сопротивления возникает вследствие разности давлений впереди крыла и за ним, а также вследствие трения воздуха в пограничном слое крыла.

Величины полной аэродинамической силы, подъемной силы и силы лобового сопротивления определяются соответственно по формулам:

где CRa – коэффициент полной аэродинамической силы;

S – площадь крыла, м2;

– плотность воздуха, кг/м3;

V – скорость полета (набегающего потока), м/с;

CYa – коэффициент подъемной силы;

CXa – коэффициент лобового сопротивления - безразмерная величина, представляющая собой отношение аэродинамического сопротивления к площади крыла, умноженной на скоростной напор (произведение плотности воздуха на квадрат скорости, деленное на два).

Коэффициенты CRa , CYa , CXa определяются опытным путем. Они учитывают зависимость Ya, Xa и Ra_ от угла атаки крыла самолета, его формы, состояния поверхности крыла и числа M (последнее учитывает влияние сжимаемости воздуха).

Аэродинамическое совершенство самолета определяется аэродинамическим качеством, это отношение подъемной силы к аэродинамическому сопротивлению, т.е. величина, характеризующая аэродинамическое совершенство летательного аппарата.

K = Cy/Cx.

Значения аэродинамических характеристик самолета определяются опытным путем в аэродинамических лабораториях, уточняются в процессе летных испытаний.

Балансировка - обеспечение равновесия действующих на летательный аппарат в полете моментов сил.

Кабрирование - движение летательного аппарата в вертикальной плоскости с увеличением угла атаки.

Пограничный слой - тонкий слой воздуха, примыкающий к обтекаемой им поверхности.

Из-за влияния сил вязкости воздуха параметры течения в пограничном слое существенно отличаются от параметров внешнего потока.

Угол атаки - угол между вектором скорости набегающего потока и прямой, соединяющей крайние точки профиля (хордой крыла).

При превышении некоторого допустимого угла нормальное обтекание крыла нарушается и наступает срыв потока.

Скорость и сила тяги, потребные для горизонтального полета

Схема сил, действующих на самолет в горизонтальном полете

Если все силы приложены в одной точке (в центре масс самолета), то для осуществления горизонтального полета подъемная сила должна уравновешивать силу тяжести, а сила тяги силовой установки – силу лобового сопротивления самолета:

Если сила тяги не будет равняться лобовому сопротивлению, то самолет будет двигаться с переменной скоростью по величине, а при неравенстве подъемной силы и силы тяжести полет будет криволинейным, т. е. с переменной скоростью по направлению и величине.

Скорость, потребная для горизонтального полета Vг п, обеспечивает создание подъемной силы, равной массе самолета. Величину потребной скорости можно определить из условия горизонтального полета.

Тяга, потребная для горизонтального полета P, определяется из условия X = P.

Разделив почленно первое уравнение на второе, получим Y/X = G/P = K.

Из этого выражения следует, что тяга, потребная для горизонтального полета:

P = G/K, Н (кН)

Как видно из последней формулы, величина скорости и сила тяги, потребные для горизонтального полета, зависят от массы самолета, угла атаки и высоты полета.

Для улучшения взлетно-посадочных характеристик, характеристик прерванного взлета, нормального и экстренного снижения самолет имеет средства механизации крыла.

Изменение аэродинамических характеристик вызывает значительные изменения и летных характеристик самолета.

1. Уменьшается скорость отрыва самолета.

В момент отрыва подъемная сила самолета практически равна силе тяжести,

т. е. Y = CyS = G.

При отклоненных закрылках и предкрылках коэффициент Cy увеличивается.

Следовательно, равенство Y = G будет достигнуто при меньшей скорости на разбеге.

2. Уменьшается длина разбега, если закрылки и предкрылки отклонены во взлетное положение.

Длина разбега с выпущенными закрылками и предкрылками уменьшается в среднем в 2 раза.

3. Воздушный участок посадки также значительно уменьшается за счет большого коэффициента лобового сопротивления Cx при посадочной конфигурации самолета.

Так, при посадочной массе самолета 60т длина воздушного участка посадки (расстояние, проходимое самолетом по горизонтали с высоты 15м до момента приземления) при безветрии равна 400. . . 450 м.

На посадке с невыпущенными закрылками длина этого участка увеличивается на 50%.

4. Уменьшаются посадочная скорость и длина пробега самолета после приземления.

В момент приземления (касания) подъемная сила самолета практически равна силе тяжести.

Уменьшение посадочной скорости вызывает уменьшение длины пробега самолета. Значительное увеличение сопротивления вызывает более быструю потерю скорости и уменьшение длины пробега. Использование интерцепторов сокращает длину пробега на 20%.

5. Улучшаются характеристики нормального и экстренного снижения самолета с эшелона полета за счет выпуска средних интерцепторов.

При выпущенных интерцепторах падение Cy и рост Cx вызывает уменьшение аэродинамического качества.

Увеличивается угол и вертикальная скорость снижения, что существенно уменьшает время и дальность снижения.

Центр давления - точка приложения равнодействующей аэродинамических сил.

Закрылок - подвижная поверхность, установленная на задней кромке крыла и служащая для увеличения подъемной силы.

Интерцепторы - аэродинамические органы управления. Имеют вид пластин на левом и правом полукрыле, поочередно отклоняемых летчиком для управления креном и скольжением (иногда - совместно с элеронами).

Устойчивость - способность летательного аппарата восстанавливать режим полета, от которого он отклонился после воздействия возмущения. Подразделяется на статическую, т.е. способность возвращаться в статическое равновесие, и динамическую, оцениваемую характером затухания колебаний. Статическая устойчивость определяется взаимоположением центра тяжести аппарата (центровки) и точки приложение вектора приращения подъемной силы (аэродинамического фокуса), динамическая устойчивость характеризуется, в первую очередь, демпфирующими свойствами крыла и оперения.

В зависимости от плоскости, в которой производится оценка устойчивости, существуют понятия продольной, поперечной и путевой устойчивости (последние две иногда объединяют термином "боковая устойчивость").

Запас продольной устойчивости - количественная характеристика устойчивости, определяемая расстоянием между центром тяжести и аэродинамическим фокусом летательного аппарата.