Добавил:

mihail1000 Опубликованный материал нарушает ваши авторские права? Сообщите нам.

Вуз:

Воронежский государственный технический университет

Предмет:

[НЕСОРТИРОВАННОЕ]

Файл:

Учебное пособие 1684

.pdf

Скачиваний:

Добавлен:

30.04.2022

Размер:

1.75 Mб

Скачать

☆

<<< < Предыдущая 1 2 3 4 56 / 116 7 8 9 10 11 > Следующая >>>

Vотр

Cy пред

Произведя замену

dV dL

1 dV2

dL dt

2 dL

уравнение можно представить в виде

1 dV2

S V2

fCy .

2g dL

Интегрируя последнее равенство,

получим следующие

формулы для определения длины разбега самолета и времени разбега.

1 Lр 2g

V2отр

		dV2		.
P		S V2
	f		Cx fCy
G		2G

tр	1 Vотр			dV		.

	g 0	P		S V2
			f		Cx fCy
		G		2G

Интегралы в полученных формулах обычно вычисляют численными методами.

Разность	(Сx - Cy) в	большинстве случаев невелика
и в первом	приближении	ее можно принять равной н у-

лю. Тяга при разбеге также меняется мало, так что ее можно принять постоянной, соответствующей сре дней

скорости при разбеге Vср Vот2р . В этом случае интегралы

в последних равенствах вычисляются аналит ически. В результате получаются следующие приближе нные формулы для длины разбега и времени разбега самол ета

Lр	1	Vотр2		,
Lр	2g	Pср		,
	2g	Pср	f
		G	f
		G

tр	1	Vотр		.
	g	Pср
			f
		G

Для современных самолетов длина разбега получ ает-

ся значительной. Поэтому особое значение предста вляет вопрос об уменьшении длины разбега. Из пол ученных равенств видно, что длину разбега можно уменьшить за счет увеличение силы тяги и за счет уменьшения ск о- рости отрыва. Для увеличения силы т яги при разбеге используется форсированный режим р аботы двигателей.


	Скорость отрыва можно уменьшить, увеличивая пр е-
дельное значение коэффициента подъемной силы							Сy пред .
Для	увеличения Сy			пред применяют		закрылки, часто		со-
вместно		с предкрылками.
	Правда, при отклонении закрылков наряду с Сy уве-
личивается			и коэффициент лобовог о			сопротивления		Сx ,
но	в силу		малости		разности (Сx -	Cy) отклонение		за-
крылков		на	20	30	приводит к	уменьшению	длины
разбега.
	4.2. Определение				взлетной дистанции самолета

После отрыва самолет совершает но набирая высоту и разгоняясь. Так траектории обычно невелик, то можно

полет, одновр еменкак угол н аклона принять, что cos

Уравнения движения самолета в этом случае пр инимают вид:

		mV P			Q	G sin ,

				Y = G .
Учитывая, что	P	Q	sin		уст ,	и	произведя замену пере-

	G
	G
менных, уравнение		движения представим в виде:
		1 dV2			sin		sin .
						уст
		2g dL				уст
		2g dL

Из последнего равенства видно, что при одновреме нном наборе высоты и разгоне угол наклона траектории будет

меньше,		чем при		установившемся				наборе высоты с той
же	скоростью.
	Интегрируя полученное уравнение от скорости о т-
рыва Vотр до скорости полета на безопасной высоте Vн,
получим, что
		2		2	Lн			Lн
			Vн	Vотр	sin	устdL		sin	dL .
				2g	sin	устdL		sin	dL .
				2g	0			0
					0			0
В	силу	малости		угла	имеем,		что
		Lн			Lн		Hбез
			sin dL		tg	dL		dH	Hбез .
		0			0		0

Угол ус т мало меняется от момента отрыва самолета до момента достижения безопасной высоты полета.

Поэтому можно при расчетах принять среднее зн а- чение этого угла, равное

sin

(sin

sin

уст н ) .

уст ср

уст отр

После преобразований получим, что расстояние по

горизонтали, которое

пролетит самолет до момента до с-

тижения безопасной высоты

H бе з , равно

Vн2

Vотр2

Lн

Hбез .

sin

уст отр

sin

уст н

При расчетах в

первом

приближении

можно принять, что

Vн = 1,2 Vотр .

Длина взлетной дистанции, очевидно, равна

Lвз л = Lр + Lн .

4.3. Взлет самолетов с грунтовых аэродромов

При взлете самолета с грунтовых аэродромов на в е- личину силы сопротивления качению колес влияет ряд факторов, но основным из них является глубина погр у- жения колеса в грунт, которая, в основном, опр еделяется

нагрузкой на колесо и сопротивлением грунта вдавл иванию.

При известной нагрузке глубина погружения колеса в грунт и сила сопротивлению качению по грунту м огут быть найдены на основании общей теории колесообразования. Согласно этой теории сила сопротивления грунта, действующая на элементарную площадку ко нтакта колеса с грунтом (рис. 4.2) определяется как

Рис. 4.2 dq = zds ,

где dq - сила сопротивления грунта вдавливанию на гл у-

бине z	от его поверхности;
-	удельное сопротивление грунта вдавливанию при
z = 1;

- показатель консистенции грунта и характера его деформируемости;

ds - элементарная площадка конта кта колеса с грун-

том.

Данное равенство используется для приближенного определения силы сопротивления качению плоских к олес. Для тороидальных колес, широко распространенных в авиации, результаты применимы только в первом пр и- ближении.

Из приведенного равенства и рис. 4.2 следует, что горизонтальная и вертикальная составляющие силы с о- противления грунта при качении по нему тороидальн ого колеса равны:

dq x = zds cos ( d q x ) ,

	dq y = z	ds cos ( d q y ) .
Учитывая, что	сила сопротивления грунта dq направлена
по нормали к	площадке ds, получим:
	dq x =	z	dy dz ,
	dq y =	z	dx dy .

Откуда следует, что горизонтальная и вертикальная с о- ставляющие силы сопротивления грунта, действующие на

движущееся колесо		тороидальной формы, равны
		Fk	z dydz ,
		s1
		Nk	z dxdy ,
		s2
где S1 -	проекция поверхности			следа колеса на пло скость
yz;
S2	- проекция поверхности следа колеса на пло с-
кость xy.
При	движении	колеса	по	мягкому грунту его де-

формацией можно пренебречь. В этом случае уравнение

поверхности следа		тороидального колеса на					грунте мо ж-
но	представить в	виде
			x2	y2
					1 .
					1 .
			a2(z) b2(z)
Из	треугольников	ОАС и ЕМ Q (см. рис. 4.2)					видно, что
		a2 ( z ) D ( H - z ) ,
		b2 ( z ) B ( H - z ) ,
где	D - диаметр	колеса; B -		диаметр		шины;	H -	глубина
колеи.
	Поставив значения a(z)			и b(z) в		последнее		выраже-

ние и разрешив его относительно z, получим уравнение

поверхности следа		колеса		на грунте:
		z	H 1		x2		y2		.
					DH		BH
Из	последнего равенства			следует,				что		уравнения прое к-
ций	следа колеса	на	плоскости			yz		и xy		имеют вид

z H 1 BH ,

BH 1

В результате

имеем, что

H 1

z dz ,

BH 1

dy .

2 dx

или после преобразований

dy ,

H 1

BH 1

x 2

dy .

Nk 2 H

BH 1

Вычисление интегралов, входящих в последнее р а- венство, приведено в приложении. Методика вычисления этих интегралов основана на разложении поды нтегральных функций в степенные ряды, которые сходятся на интервалах интегрирования при > 0.

Таким образом, используя результаты, приведенные в приложении, получим следующие формулы для гор изонтальной и вертикальной составляющих силы сопр отивления грунта, действующей на движущееся колесо торо и- дальной формы:

					1	1 n 2
F	2 B	H	1,5 1	1 n			,

к	1				2n	1 n!
			n 1

			1 1	1 n	1		n 1
N к	2 BDH				1		n 1

					2n	1 n !
			n 1		2n	1 n !
1		1 n	0,5	0,5 n		1,5	.

				2n 1 n !
	n 1			2n 1 n !

Вертикальная составляющая силы сопротивления грунта уравновешивается нагрузкой на колесо, которая равна

	G CyS V2 / 2
N к		,

	K
где K - число колес на	основании стоек шасси.

Откуда следует, что глубина колеи, образуемой торо и- дальными колесами при движении по грунту, б удет

CyS V2 / 2

1 n

n 1

BD 1

n 1

1 n !

1 n

0,5

1,5

n 1

2n 1 n !

Используя H найдем следующее значение силы сопр о- тивлении качению тороидального колеса по мягкому пл а- стичному грунту в зависимости от нагрузки на к олесо:

Fк		G	CyS V2 / 2
			1 n	1	n 1

	2K BD 1

				2n	1 n !
		n 1

1,5

1 n

0,5

n 1,5

2n 1 n !

1 n

n 2

2n 1 n !

Учитывая, что длина

разбега самолета равна

G Vот2

dV2

2g 0

P CyS V2

/ 2 F

где V2

отр

Cy доп S

Имея в виду, что F = KFк, и подставляя F для длины разбега, можно определить длину

грунту в		зависимости				от состояния грунта.
1. Вычисление				Fк .

2			1		BH		n	1	n 2
2			1				n	1	n 2
Fк		H		1		1
Fк	1	H		1		1		n !
	1			0		n 1		n !
				0		n 1

в формулу разбега по

Приложение

y2n

Bn H n dy

2n 1

n 2

n 1

2n 1 n !

Bn H n

n 2

2 B

1,5 1

1 n

n 1

1 n !

2. Вычисление

Nк .

BH 1

Nк

2 H

1 n

n 1 y2n

n! BH 1

2 H

BH 1

1 n

1 n!

0,5

1,5 1

1 n

2 BH

1 n!

1,5

1 n

1 n !

1 n

0,5

1,5

n ! DH n

1 n

BDH

1 n !

1 n

0,5

1,5

n 1

2n 1 n !

4.4. Об оптимальном направлении вектора тяги при разбеге самолета

В настоящее время имеется много методов у лучшения взлетно - посадочных характеристик самолетов. О дним из наиболее эффективных среди них является м етод, основанный на применении на самолете маршевых двигат е- лей с поворотными соплами в сочетании со специал ь- ными подъемными двигателями. При примен ении этого метода величина полного вектора тяги, обеспечивающего заданную длину разбега самолета, существенно зависит от его направления. Для нахожд ения оптимального направления вектора тяги при разб еге рассмотрим движение самолета по взлетно - посадочной полосе от момента трогания до момента отр ыва. При этом будем предполагать, что разбег самолета осуществляется на основных колесах. Случай разбега самолета на трех колесах может быть легко приведен к этой схеме введением приведе н-

ного коэффициента

трения.

Очевидно (рис. 4.3), что

общем случае, когда ве к-

тор

тяги OPм

маршевых двигателей

составляет с осью x

скоростной системы

координат угол

м, вектор тяги OPn

подъемных двигателей - угол

n, а полный вектор OP угол

, справедливо

равенство:

OP = OPм + OPn .

Проектируя силы, действующие на самолет при ра з-

беге, на оси скоростной системы координат, получим

уравнения движения

самолета:

P cos

CxS

F ,

CyS

P sin

0 ,

где

P =

- модуль

полного вектора тяги.

Из

последнего

равенства

следует,

что скорость п оле-

та

самолета в

момент

отрыва,

когда N = 0 , равна

<<< < Предыдущая 1 2 3 4 56 / 116 7 8 9 10 11 > Следующая >>>

Соседние файлы в предмете [НЕСОРТИРОВАННОЕ]

#
30.04.2022310.11 Кб2Учебное пособие 168.pdf
#
30.04.20221.74 Mб6Учебное пособие 1680.pdf
#
30.04.20221.74 Mб2Учебное пособие 1681.pdf
#
30.04.20221.74 Mб4Учебное пособие 1682.pdf
#
30.04.20221.75 Mб3Учебное пособие 1683.pdf
#
30.04.20221.75 Mб38Учебное пособие 1684.pdf
#
30.04.20221.76 Mб3Учебное пособие 1685.pdf
#
30.04.20221.76 Mб4Учебное пособие 1686.pdf
#
30.04.20221.76 Mб3Учебное пособие 1687.pdf
#
30.04.20221.76 Mб3Учебное пособие 1688.pdf
#
30.04.20221.76 Mб2Учебное пособие 1689.pdf