книги из ГПНТБ / Цейтлин Г.М. Аэродинамика и динамика полета самолета с ТРД учебник

воздушной обстановкой и тактическим замыслом) всегда необ­ ходимо учитывать, что, как следует из выражения (7.22-1), «цена» избытка тяги зависит от скорости. Чем больше скорость, тем большее приращение энергии в единицу времени обеспечивается одним и тем же избытком тяги. В связи с этим наиболее целесо­ образно выключать форсаж сразу после взлета и использовать соответствующее количество топлива на форсажных режимах после того, как скорость полета станет достаточно большой.

установившемся планировании остаются такими же, как и в уста­ новившемся подъеме (см. формулы 7.15-1, 7.16-1, 7.15-2, 7.16-2). Однако на планировании угол наклона траектории в < 0 , sin8<0 , составляющая веса Gsin6 направлена вперед, продольная пере­

230

й деля первое на второе, получаем

Зная, что углы установившегося планирования при работаю* щих двигателях обычно невелики, можно принять Yaa~G. Тогда

Р

где р-пл — ~7J3 —тяговооруженность самолета на данном режиме планирования.

Рис. 7.25. К определению дальности планиро­ вания

Чем выше аэродинамическое качество самолета, тем больше дальность планирования в одном и том же интервале высот.

231

Как правило, установившееся планирование выполняется на дозвуковых скоростях. Здесь аэродинамическое качество самолета однозначно определяется потребным коэффициентом подъемной силы. Пренебрегая (по малости угла в) различием между коэффи­ циентами с у п л и С у Г . п , можно считать, что максимальное аэроди­ намическое качество самолета на планировании соответствует наивыгоднейшей скорости. При этой скорости максимальная даль­ ность планирования с высоты Я п л в штиль

При наличии встречной или попутной составляющей и скоро­ сти ветра за время г п л планирования самолет будет снесен на рас­ стояние uta3l. Следовательно, дальность планирования будет

Планирование можно рассматривать как установившийся полет лишь в сравнительно небольших интервалах высот, для которых изменения плотности воздуха несущественны. При снижении с больших высот плотность воздуха будет постепенно повышаться. Пропорционально плотности будет возрастать и лобовое сопротив­ ление самолета. В этих условиях для сохранения постоянства ско­ рости летчику пришлось бы непрерывно уменьшать угол атаки и увеличивать угол в, что, разумеется, привело бы к уменьшению аэродинамического качества и дальности планирования.

В реальных условиях планирование с больших высот осущест­ вляется обычно с постоянной наивыгоднейшей индикаторной (при­ борной) скоростью. При этом на протяжении всего планирования используется максимальное аэродинамическое качество самолета.

232

При 1/; = const истинная скорость в процессе снижения умень­ шается, т. е. полет протекает с торможением, часть кинетической энергии, соответствующая изменению скорости, постепенно пере­ ходит в потенциальную, что равносильно увеличению высоты. При определении дальности планирования с постоянной приборной ско­ ростью можно считать, что снижение происходит не с геометриче­ ской, а с энергетической высоты. С учетом этого обстоятельства дальность планирования на наивыгоднейшем режиме с высоты Н\ до высоты #2 определится по формуле

была сверхзвуковой, то сразу переводить самолет на снижение не­ целесообразно, поскольку аэродинамическое качество в сверхзву­ ковом полете значительно ниже, чем в дозвуковом. В данном слу­ чае с точки зрения увеличения общей дальности полета после от­ каза двигателя выгоднее удерживать самолет в горизонтальном полете до тех пор, пока скорость не упадет до наивыгоднейшей. Определение протяженности этого участка полета будет рассмот­ рено в следующей главе. В дальнейшем выполняется планирова­ ние с постоянной приборной скоростью.

Если начальная высота превышает указанную и, следовательно, выход в горизонтальном полете на дозвуковой наивыгоднейший режим невозможен, то в- зависимости от величины начальной ско­ рости следует либо сразу перевести самолет на снижение с не­ большим углом наклона траектории, либо (если скорость велика) предварительно выполнить участок горизонтального полета с тор­ можением. В обоих случаях углы наклона и темп потери скорости следует выбирать так, чтобы вывести самолет па дозвуковую наи­ выгоднейшую приборную скорость на максимально возможной высоте полета.

233

времени, необходимый для оценки возникшей ситуации, упрощает пилотирование и намного повышает безопасность полета.

П о д у п р а в л я е м о с т ь ю с а м о л е т а б у д е м п о н и ­ м а т ь е г о с п о с о б н о с т ь и з м е н я т ь у г л ы а т а к и , к р е н а и с к о л ь ж е н и я п р и о т к л о н е н и и л е т ч и к о м р у л е в ы х п о в е р х н о с т е й .

При изучении балансировки, устойчивости и управляемости са­ молета в основном будет рассматриваться его вращательное дви­ жение. Изменение скорости и искривление траектории полета будут учитываться лишь постольку, поскольку они влияют на ха­ рактеристики балансировки, устойчивости и управляемости. Вра­

звания угловых скоростей вращения самолета, естественно, совпа­ дают с названиями моментов относительно осей связанной системы

такое положение руля высоты или стабилизатора, при котором ру-1

235

полета, называют б а л а н с и р о в о ч н ы м. Его можно определить из уравнения (8.1):

— для самолета с рулем высоты

mz

для самолета с управляемым стабилизатором

(8.2-2)

Поскольку коэффициент су сам по себе еще не определяет ре­ жима полета, зависимости (8.2-1) и (8.2-2) в общем случае неод­ нозначны. Чтобы определить коэффициент су, в общем случае не­ обходимо задать четыре параметра, совокупность которых полно­ стью характеризует режим полета:

—удельную нагрузку крыла G/S;

—нормальную перегрузку пу;

—высоту полета //;

—число М полета.

Разумеется, вместо числа М могут быть заданы скорость по­ лета или индикаторная (приборная) скорость полета, так как на определенной высоте эти параметры однозначно связаны через скоростной напор:

Продольную балансировку самолета принято рассматривать в прямолинейном горизонтальном полете, т. е. при пу=\. Удельная

нагрузка -у считается известной, а высота полета — заданной. Тогда коэффициент подъемной силы, а через него и балансировоч­

Рассмотрим балансировочную диаграмму самолета с управляе­ мым стабилизатором. Чтобы каждый раз не обращаться к фор­ муле (7.3), построим заранее соответствующую ей кривую с ц г п ( М ) . При заданных значениях пу, G/S и Я коэффициент су обратно про­ порционален М2 (рис. 8.1, верхний график). Подчеркнем, что в данном случае зависимость с у т л (М) не связана с несущими свой­ ствами крыла. Она выражает единственную закономерность'— равенство между подъемной силой и весом самолета, без чего го­ ризонтальный полет невозможен.

236

Д ля выявления основных тенденций в течении балансировоч­

значительную отрицательную величину. Объясним физику явления. При малых числах М (скоростях)

. в горизонтальном полете нужны большие коэффициенты с у т м , а следовательно, и большие углы атаки (рис. 8.2). Так как самолет имеет переднюю относительно фокуса центровку, то подъемная сила Y создает пикирующий мо­ мент. Чтобы его уравновесить оди-

тго*0

дима отрицательная, направленная вниз, сила ДКг.о- При больших углах атаки ее можно получить только за счет значительного от­

коэффициент, асимптотически стремится к нулю при неограничен­ ном увеличении числа М полета (см. рис. 8.1, кривая при m z 0 = 0).

Роль коэффициента пропорциональности между параметрами ф и си г .п играет отношение . Чем больше запас центровки,

237