книги из ГПНТБ / Конструкция летательных аппаратов учебник

V— скорость движения самолета, на кото­ рой происходит катапультирование;

Ha=«o+(rtJcp — 1) — проекция скорости кресла в конце актив­ ного участка на ось у.

Так как основной парашют выпускается на восходящей ветви траектории, то сопротивление Ккср довольно велико и может со­

ставлять 10—15% от веса кресла.

198. Максимальная скорость полета самолета, на которой д пускается катапультирование, не должна превышать предельных значений. Различают четыре предельные скорости: по высоте пролета кресла над килем V h, по осевой перегрузке в потоке V \ , по скоростному напору Vя, по числу М полета Vм .

Допустимая скорость катапультирования является наимень­

кресла над килем (фиг. 8.6)] и заменяя и0соотношением (8.1), по­ лучим

Предельная скорость Vh, на которой допускается катапультиро­ вание, возрастает с увеличением тяговооруженности ускорителя

можно добиться улучшением аэродинамических форм К.У (на­ пример, с помощью капсул), а также применением специальных устройств, создающих косые скачки уплотнения на сверхзвуко­ вых скоростях полета.

200

Найдем Vnx В момент входа кресла в поток перегрузка составляет

давления на человека с незащищенным лицом порядка 0,6дан/ем2

700 км/ч. При применении средств защиты лица предельный ско­ ростной напор определяется надежной фиксацией в кресле ног, рук и особенно головы.

При использовании углубленного заголовника предельная скорость по прибору равна 1200 км/ч, а предельный скоростной

В общем случае

При больших числах М за прямым скачком существенно воз­ растает давление на летчика, кроме того, начинает сказываться

других случаях полета минимально допустимая высота ката­ пультирования может достигать значений, существенно больших

201

типа системы стабилизации, угла крена самолета ч и угла на­ клона траектории самолета в.

При катапультировании с помощью КУ с двухкаскадной па­ рашютной системой стабилизации с горизонтально летящего са­ молета со скоростью более 500 км/ч необходимо определенное время для снижения скорости кресла до 500 км/ч, на которой до­ пускается выпуск второго стабилизирующего парашюта. Поэто­ му минимальная высота катапультирования должна быть боль­ ше нулевой. Кроме того, эта высота должна быть увеличена и для компенсации вредного влияния возрастающей отрицательной подъемной силы сидения. На скорости катапультирования, рав­ ной 1200 км/ч, tfm.n =30 н- 40 м.

При катапультировании с самолета, совершающего горизон­ тальный вираж с углом крена f, вертикальная составляющая ско­ рости кресла в конце активного и? участка (фиг. 8.12) умень­

шается пропорционально углу крена. Уменьшается и высота подброса кресла. Поэтому мини­ мальная высота полета самолета, на которой допустимо катапуль­ тирование, должна быть больше допустимой высоты при полете без крена.

Существенное влияние на минимально допустимую высоту ка­ тапультирования оказывает наклон траектории полета самолета К горизонту (угол 0) (фиг. 8.13). Вертикальная скорость кресла к моменту окончания работы ускорителя в этом случае будет рав­ на:

V%= и{ - Vcyau= и, cos 0 — У sin 0.

Чем больше скорость полета самолета V в момент катапультиро­ вания, тем при меньшем угле наклона траектории в суммарная

вертикальная скорость кресла Vy будет становиться отрицатель­ ной (направленной вниз). В этом случае кресло с самого начала будет двигаться к земле, набирая скорость до момента открытия основного парашюта. К моменту наполнения парашюта /П1)р

202

Г л а в а IX

УСТРОЙСТВА, УЛУЧШАЮЩИЕ ВЗЛЕТНО-ПОСАДОЧНЫЕ СВОЙСТВА САМОЛЕТА

§9.1. НАЗНАЧЕНИЕ И ВИДЫ УСТРОЙСТВ

201.Взлетно-посадочными устройствами (ВПУ) называют та кие устройства, основным назначением которых является обеспе­ чение взлета, посадки и движения летательного аппарата по сре­ де (земле, воде и т. д.), с которой данный аппарат должен экс­ плуатироваться. ВПУ могут находиться как на самом летатель­ ном аппарате (шасси, закрылки, тормозной парашют и т. д.),

так и на месте его базирования (катапульты, аэрофинишеры и т. д.).

Основное достоинство наземных ВПУ заключается в том, что они не увеличивают полетного веса летательного аппарата. Но они усиливают привязанность его к месту базирования, умень­ шают маневренность авиации и увеличивают ее уязвимость на земле в военное время.

По своему назначению ВПУ самолета можно разделить на две характерные группы:

—устройства, облегчающие взлет—посадку самолета.

—устройства, обеспечивающие движение самолета по среде,

скоторой он должен эксплуатироваться (органы опирания).

Органы опирания, рассчитанные на работу с твердой поверх­ ности, называются шасси.

Тип ВПУ и их параметры в большой степени определяют взлетно-посадочные свойства самолетов и требования к взлетнопосадочным полосам (длине, ширине, характеру покрытия), с которых самолет может нормально эксплуатироваться.

Взлетно-посадочные свойства самолетов в значительной сте­ пени определяют условия их базирования (потребное качество покрытия и размеры аэродрома, условия его маскировки, лег­ кость перебазирования и так далее) и существенно влияют на их боевую эффективность.

От взлетно-посадочных свойств самолета, особенно величин взлетно-посадочных скоростей, зависит также безопасность по­ летов. Несмотря на то, что время, затрачиваемое на взлет—по­

204

садку самолета, составляет максимум 1—2% от общего времени полета, статистика показывает, что на их долю, по данным ICAO, приходится порядка 60%> общего количества поломок, аварий и катастроф гражданских самолетов.

К ВПУ предъявляется целый ряд специфических требо­ ваний, важнейшими из которых являются:

—обеспечение взлета и посадки самолета на взлетно-поса­ дочную полосу, оговоренную ему тактико-техническими требо­ ваниями;

—возможно меньшее изменение положения центра тяжести и аэродинамических моментов самолета при работе ВПУ;

—возможно меньшее увеличение веса и сопротивления само­ лета при неработающих устройствах. Это требование имеет осо­

бое значение, ибо ВПУ работают весьма кратковременно, а в те­ чение всего остального полета являются «лишним грузом»;

— большая надежность и точность работы.

Одной из основных задач улучшения взлетно-посадочных свойств самолета является сокращение длин его разбега — про­ бега и тем самым уменьшение потребной длины взлетно-посадоч­ ной полосы (ВПП).

Длина разбега и пробега самолета зависит как от взлетной и

205

Первый путь — уменьшение взлетно-посадочных скоростей — является более предпочтительным, так как при этом, помимо уменьшения длин разбега—пробега самолета, облегчается сам процесс взлета—посадки, снижаются требования к амортизации шасси, пневматикам и тормозам колес.

Уменьшение взлетно-посадочных скоростей

можно достигнуть путем увеличения площади крыла (уменьше­ ния р), увеличения с и увеличения вертикальной тяговооруженности iv

Уменьшение взлетно-посадочных скоростей за счет увеличе­ ния площади крыла при взлете и посадке обычно используется лишь как попутный фактор (например, при выпуске сдвижных закрылков или при повороте крыла на уменьшение стреловидно­ сти), так как пока еще не удалось получить конструкцию крыла изменяемой площади сколь-либо приемлемого веса.

Наибольшее распространение получили устройства, уменьша­ ющие взлетно-посадочные скорости за счет увеличения коэффи­ циента су при неизменных взлетно-посадочных углах самолета или создания вертикальной тяги.

Установка любого ВПУ на самолете требует определенного увеличения его полетного веса. Поэтому при оценке эффектив­ ности устройства (целесообразности его применения на том или ином самолете) необходимо учитывать не только получаемое уменьшение взлетно-посадочных скоростей или длин разбега — пробега, но и относительный вес самого устройства Д£впу • При­ мер оценки эффективности устройств рассмотрен в главе XVII,

п. 405.

§ 9.2. УСТРОЙСТВА, УВЕЛИЧИВАЮЩИЕ НЕСУЩИЕ СПОСОБНОСТИ КРЫЛА

Рассмотрим наиболее широко применяемые способы увели­ чения коэффициента подъемной силы крыла в период взлета— посадки самолета, их возможности и характерные конструктив­ ные решения.

Аэродинамическая механизация крыла начала применяться на самолетах в 30-х годах и теперь без нее не делается практи­

чески ни один самолет.

Можно выделить два характерных вида аэродинамической механизации: механизация передней и механизация задней кро­ мок крыла.

202.Механизация передней кромки затягивает срыв потока

их при взлете—посадке самолета трудно, так как для этого тре­ буется резкое увеличение длины (и веса) стоек шасси.

206

Поэтому большей частью такая механизация применяется для предотвращения возможности срыва потока на углах ата­ ки крыла, меньших посадочных, особенно при отклонении эле­ ронов или закрылков на большие углы. В первом случае уста­ навливаются предкрылки (фиг. 9.1) в зоне элеронов, а во вто­ ром — по всему размаху. На крыльях с острой передней кром­ кой, для предотвращения на ней срыва потока, применяются отклоняющиеся носки. Открытие предкрылков может проис­

Ф и г. 9.1

ходить автоматически при больших углах атаки крыла за счет действующих на них отсасывающих сил или принудительно при помощи специальной системы управления. Предкрылки могут быть также неподвижными с фиксированным зазором.

При полете самолета на больших углах атаки на предкры­ лок может действовать значительная сила, достигающая 15°/о подъемной силы соответствующего участка крыла:

Я предк 0 , 1 5 Су '

Конструкция предкрылка должна быть не только прочной, но и достаточно жесткой, чтобы ее деформации не влияли от­ рицательно на аэродинамические характеристики крыла.

Предкрылок (отклоняющийся носок) представляет собой однолонжеронную конструкцию с набором силовых нервюр в ме­ стах расположения узлов подвески. В ряде случаев в конструк­ ции применяется заполнитель.

С точки зрения строительной механики предкрылок (откло­ няющийся носок) можно представить как многоопорную балку, нагруженную распределенной нагрузкой <7npeait. У самолетов, летающих на числах М > 2,5, крепление предкрылка к крылу должно обеспечивать свободу его термических деформаций, по­

207

этому желательно его делать разрезным, состоящим из отдель­ ных секций.

203. Механизация задней кромки крыла нашла широкое ра пространение на самолетах, так как позволяет получить при­ рост су при неизменном угле атаки. Как по своей конструк­ ции, так и по эффективности механизация задней кромки весь­ ма разнообразна — начиная с наиболее простых и легких (Д’? зр ~

9.3). Поэтому такая механизация, как щитки, дающая наиболь­ ший рост сх, не пригодна для сверхзвуковых самолетов, име­ ющих и так малые значения качеств при посадке, и на них при­ ходится применять различные сдвижные закрылки. По этой же причине при взлете самолета углы выпуска механизации при­ нимаются значительно меньшими, чем при посадке, а следова­ тельно, получается меньший эффект снижения Рпзл.

На большей части самолетов удается механизировать не бо­ лее 30—40% площади крыла, поэтому реально аэродинамиче­

* - * к р

мум на 25—40%, т. е. максимум на 15—20% снизить посадоч­ ные скорости самолета.

204. Силовая схема и конструкция закрылков обычно таки же, как и у элеронов (см. п. 125; 126).

Погонная воздушная нагрузка, действующая на закрылок, зависит от угла выпуска и скорости выпуска закрылка. Экс­ плуатационную нагрузку обычно принимают равной:

направленной перпендикулярно хорде закрылка и приложенной примерно на одной трети хорды от его носка. Максимально до­ пустимая скорость полета самолета при выпуске закрылков при­ нимается:

Изакр.тах = 1 , 2 l^min 1

где V^nin — минимальная скорость полета самолета с убранной механизацией.

208