2.2. Определение дистанции пробега самолёта при посадке

Пробег самолета по ВПП состоит из двух участков. На первом участке, начиная с момента касания ВПП основными опорами, самолет движется только на основных опорах. На втором участке, при достижении скорости опускания вспомогательных опор V_ВСП, самолет движется на всех опорах - основных и вспомогательных.

Дистанцию пробега на первом участке можно определить по выражению

а время пробега

Дистанцию пробега на втором участке можно определить по формуле

где

здесь f_ОСН , f_ВСП - коэффициенты трения основных и вспомогательных опор; x₁ , x₂ - расстояние от основных и вспомогательных опор, соответственно до центра тяжести самолета.

Интегралы (78) и (79) можно решать графически. Для исследования дистанции пробега можно воспользоваться формулой В.П.Ветчинкина

где V_Г - скорость, с которой самолет мог бы лететь по горизонтали при угле атаки крыльев, равном стояночному углу в случае хвостовых вспомогательных опор и равен углу атаки при c_y = c_yMAX в случае носовых вспомогательных опор.

При реверсировании тяги двигателя дистанция пробега существенно измениться. В этом случае вместо (80) имеем

здесь Р_РЕВ - величина реверсирования тяги.

При действии ветра вдоль оси посадки дистанция пробега определяется как

где - дистанция пробега в штиль, W - скорость ветра.

Общая длина посадочной дистанции равна

L_ПОС = L_{В ПОС} + L_ПР .

2.3.Расчёт посадки с боковым ветром

Одним из способов посадки самолета при действии на него бокового ветра является посадка с креном. В этом случае самолету придают такое положение, чтобы плоскость его симметрии была параллельна осевой линии ВПП. Вектор скорости самолета относительно земли направлен также параллельно оси ВПП, а вектор скорости самолета относительно воздушных масс V направлен под некоторым углом к оси ВПП. Таким образом, самолет движется с углом скольжения, который можно определить как

где W - скорость бокового ветра.

Вследствие скольжения на самолет будет действовать боковая сила. Для её парирования необходимо самолет накренить на некоторый угол  .

При таком способе посадки необходимо отклонить элероны и руль направления. Величину угла отклонения руля направления можно определить по формуле

Величина угла отклонения элеронов определяется зависимостью

Угол крена можно определить по выражению

Частные производные моментов в (82)-(84) определяются по следующим зависимостям:

где -  - угол атаки в радианах, h_Ф - высота фюзеляжа в сечении, проходящем через центр тяжести самолета; - длина фюзеляжа; к_ВО - коэффициент торможения потока у вертикального оперения.

Производная m ^_{x КР} можно определить по зависимости:

здесь - принимается =0 (в случае, когда при виде на крыло спереди концы имеют симметричную форму) и =-0,0001 ( в случае, если при виде на крыло спереди концы по своим нижним кромкам поднимаются кверху); - угол поперечного V ( в радианах); z_ст - расстояние от плоскости симметрии до центра тяжести площади полукрыла, отнесенное к полуразмаху, для трапециевидного крыла можно определять по формуле

Коэффициент к_ приближенно можно определить как

где , x_ф - координата центра тяжести самолета относительно носа фюзеляжа; _ф = .

Производная коэффициента путевого момента интерференции крыла и фюзеляжа в среднем принимается

при этом большие по величине цифры относятся к низкопланам, а меньшие к высокопланам.

В первом приближении производную коэффициента путевого момента мотогондол можно принимать в пределах

Параметр А_ВО определяется зависимостью

где L_ВО - расстояние от центра тяжести самолета до оси вращения руля направления в сечении оперения, в котором хорда вертикального оперения равна его средней геометрической хорде.

Параметр а_ВО можно определить приближенно как

где - угол стреловидности вертикального оперения по передней кромке;

Коэффициент торможения потока у вертикального оперения можно принять к_ВО = 0,82  0,92.

Производную можно определить по зависимости

где n_Н - для докритических скоростей определяется зависимостью

здесь S_Н - площадь руля направления; S_В - площадь вертикального оперения; _н - угол стреловидности руля направления по передней кромке.

Производная определяется по зависимости

где b_КОРН - корневая хорда крыла; y_ВО - высота от оси OX₁ самолета до середины высоты вертикального оперения.

Коэффициент к_ИНТ в первом приближении можно принять: для низкоплана к_ИНТ = 1,2; для среднеплана к_ИНТ = - 0,12; для высокоплана к_ИНТ = - 1,3.

Производную коэффициента поперечного момента гондол двигателей можно принять

Производную определяется зависимостью

Производная поперечного момента от элеронов по углу отклонения элеронов определяется как

где к_Э - поправочный коэффициент определяемый как к_Э 0,6 + 0,066 ( - 1 ) ; n_Э - коэффициент эффективности элеронов, для докритических скоростей полета можно определить по зависимости

здесь b_Э - средняя геометрическая хорда элерона; _Э - угол стреловидности по передней кромке элерона; S_{ОБ Э} и _Э - определяются согласно рис.6.

Рис. 6. Схема горизонтального оперения

Производная коэффициента боковой силы определяется зависимостью

где S_{БОК Ф} - боковая поверхность фюзеляжа, приближенно определяемая как S_{БОК Ф}  0,8 .

Производную в первом приближении можно принять - а_ВО n_ВО.

Расчет проводится в следующей последовательности. Зная скорость бокового ветра W по (81) определяют угол скольжения. Затем по формулам (82) - (42) рассчитывают значения _Н , _Э , . Полученные значения _Н , _Э ,  сравниваются с их предельными допустимыми значениями, известными для каждого самолета из описания, после чего делается вывод о возможности посадки с заданным значением бокового ветра. Если найденные значения _Н, _Э ,  превышают допустимые, то можно попытаться внести коррективы в расчет, например изменить угол атаки ( с_Y ), скорость полета и.т.д. Вновь определить _Н, _Э,  и сделать соответствующий вывод. Можно задаваться одним из параметров _Н, _Э или  и из соответствующих зависимостей определить , а далее определить другие характеристики и сделать вывод.

Другим частным случаем движения самолета с креном и скольжением является полет с отказавшим двигателем на одной стороне крыла. В этом случае возникает разворачивающий момент

(85)

где z_Т - расстояние от оси симметрии отказавшего двигателя до оси симметрии самолета; - размах крыла.

Для парирования возникшего разворачивающего момента необходимо отклонить руль направления на угол

и отклонить элероны на угол

Угол крена в этом случае определяется по формуле

(88)

В уравнениях (84) - (86) четыре неизвестных , _Н,  _Э и . Задаваясь любым неизвестным, находят другие и делают соответствующий вывод. Из уравнений (84) - (86) следует, что можно применять различные способы пилотирования, полет со скольжением в сторону отказавшего двигателя, полет со скольжением в сторону работающего двигателя, или полет с  = 0.

РАСЧЁТ ВЗЛЁТА И ПОСАДКИ САМОЛЁТОВ

МЕТОДИЧЕСКИЕ УКАЗАНИЯ

к выполнению курсовой и дипломной работ

по дисциплинам «Аэродинамика и динамика полёта»,

«Проектирование самолётов»

для студентов специальности160100.65 «Самолето-

и вертолетостроение» очной и очно-заочной форм обучения

Составители: Кириакиди Сергей Константинович

Сатин Валерий Александрович

В авторской редакции

Подписано к изданию 15.12.2012.

Уч.-изд. л. 2,1. «С»

ФГБОУ ВПО «Воронежский государственный технический университет»