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

но л*, т. е. тем интенсивнее, чем больше перегрузка. С увеличе­ нием числа М и уменьшением высоты полета величина AQ умень­ шается.

Поскольку с увеличением перегрузки сопротивление в области

Располагаемая тяга Р$ от пе­ регрузки практически не зависит. Наложив кривую Я Р ( М ) на сет­ ку кривых Q ( M , пу), можно определить избытки тяги и вычислить располагаемые продольные перегрузки при различных числах М

340

При больших перегрузках маневр может выполняться только с по­

имеют место, являются граничными между областями первых и вторых режимов полета на маневрах с данными перегрузками. Из рассмотрения рис. 11.2 нетрудно установить, что эти числа М (ско­ рости) с увеличением перегрузки быстро возрастают.

На дозвуковых скоростях полета границей между областями первого и второго режимов можно считать число Мн а ив. а на сверх­

Второй режим, как и все режимы полета, характеризуется по­ стоянством скорости (числа М) и перегрузки пу. Основной его осо­ бенностью является трудность выдерживания скорости при сохра­ нении перегрузки пу. При отклонениях в скорости самолет стре­ мится еще дальше уйти от исходной скорости. Неучет этой особен­ ности может привести к неожиданному выходу самолета на

341

срывные режимы, вероятность чего особенно велика при вы­ полнении восходящих маневров, где падению скорости способ­ ствует направленная назад составляющая сила веса Gsin.6, а точ­

§ 11.4. Ограничения скорости полета

Для каждого типа самолета устанавливаются ограничения ми­ нимальной и максимальной скорости полета. Как уже говорилось, в прямолинейном полете минимально допустимая скорость onpej

342

Запомнить минимально допустимые скорости для всех значений перегрузки сложно, да .в этом и нет необходимости. Выход само­ лета на указанную скорость определяется по началу тряски или по­ качивания самолета. Обнаружив эти признаки, нужно немедленно уменьшить перегрузку. Хотя при этом скорость остается прежней, при новом, меньшем значении перегрузки она уже не будет мини­ мально допустимой. В связи с этим для каждого Типа самолета устанавливается одно минимально допустимое значение скорости при маневрировании. Эта так называемая эволютивная скорость Упрэв является наименьшей разрешенной скоростью, на которой выдерживание режима полета и 'выполнение простых, плавных эво­ люции еще безопасны и не требуют специального напряжения вни­ мания. Значение Vnp3B выбирается с учетом особенностей устойчи­ вости и управляемости данного самолета «а больших углах атаки, темпа изменения n x v и пу п р е д в начале области вторых режимов и т. п.

Максимальная скорость полета может быть ограничена по ряду причин, основными из которых являются:

—прочность и жесткость планера;

—кинетический нагрев;

—устойчивость и управляемость самолета;

—прочность двигателя и устойчивость его работы;

—вибрация частей самолета (флаттер, бафтинг);

—повышение перегрузки при попадании в вертикальные воз­ душные порывы.

Прочность и жесткость самолета рассчитаны на определенные аэродинамические нагрузки, которые в общем случае пропорцио­ нальны скоростному напору. Поэтому для каждого самолета уста­ навливается предельное значение скоростного напора <7Пред, а соот­ ветственно и максимально допустимое значение индикаторной (приборной) скорости:

бины и т. п.), либо к появлению остаточных деформаций (вытяжка заклепок, появление люфтов в узлах, нарушения нивелировки и пр.),.либо к недопустимо большим упругим деформациям частей самолета, что может сопровождаться валежкой самолета, реверсом элеронов, временным заклиниванием рулей и т. д.

343

Нарушения (прочности и жесткости планера возможны не только при абсолютном увеличении воздушных нагрузок, но и в связи с ухудшением механических свойств материала силовых элементов за счет кинетического нагрева. В таких случаях ограничение ско­ рости обычно задается постоянным или несколько возрастающим с высотой числом М. Ограничение максимальной скорости по кине­ тическому нагреву может быть обусловлено повышением темпера­ туры в кабинах, закипанием топлива в баках и т. п. Для самолетов, длительный полет которых с большими числами М не предусмот­

кризиса. У сверхзвуковых самолетов такие изменения, как правило, связаны с постепенным накапливанием каких-либо нежелательных свойств (например, с постепенным ухудшением путевой устойчи­ вости). И в том и в другом случае ограничение обычно задается максимально допустимым числом М т а х д о п .

Ограничения максимальной скорости полета по двигателю рас­ сматриваются в курсе теории ТРД, а по вибрациям частей самоле­ та — в курсе конструкции и прочности самолета.

Ограничения, связанные с повышением нормальной перегрузки при входе в воздушные порывы, обычно устанавливаются для огра­

чему соответствует приращение перегрузки

Л / Ь = ~1Т = ° ' 5 С У 7Г ? f i V u -

Так как полная перегрузка при этом не должна превышать экс­ плуатационную, то для предельного случая можно записать

где и т а х — наибольшая вероятная скорость порыва.

344

Отсюда максимально допустимая истинная скорость полета в неспокойной атмосфере

этом в каждом случае определяющим является наименьшее значе­ ние максимально допустимой скорости. Как правило, обобщенные

без специального задания должен рассматриваться как предпосыл­ ка к летному происшествию.

§ 11.5. Разгон и торможение самолета

Прямолинейный маневр самолета, целью которого является из­

на горизонтальных прямых. Согласно уравнению (7.1-2) ускорение самолета при разгоне и торможении пропорционально продольной перегрузке:

Наибольшее (располагаемое) ускорение разгона на заданном режиме полета (V, Н) реализуется при использовании всей распо­ лагаемой тяги:

на сверхзвуковых—примерно скорости, соответствующей макси­ муму располагаемой тяги. С увеличением высоты полета ускоре­ ние /жр на дозвуковых скоростях непрерывно уменьшается, а на

параллельны друг другу в широкой области сверхзвуковых скоро­ стей (рис. ПЛ 6). Во всей этой области располагаемые значения ускорения ] х невелики и мало зависят от скорости.

345

Основным средством увеличения ускорения / х р и улучшения ха­ рактеристик разгона вообще на современных самолетах является применение ракетных ускорителей, тяга которых может быть до­ статочно большой и, что очень важно, практически не зависит от скорости и высоты полета.

Торможение самолета в горизонтальном полете осуществляется за счет отрицательного избытка тяга (т. е. избытка лобового со­ противления над тягой задросселированного двигателя). Наиболь­ шее значение отрицательного избытка тяга, равное сопротивлению

"хпг с воздушными

тормозами

тельная тяга. Соответствующую такому режиму отрицательную

наивыгоднейшей скорости полета. С увеличением высоты полета располагаемая продольная перегрузка торможения уменьшается. Это обстоятельство усугубляется тем, что на больших стратосфер­ ных высотах глубокое дросселирование двигателей обычно запре­ щено в связи с опасностью самовыключения.

346

Основным средством улучшения характеристик торможения яв­ ляется применение тормозных щитков, при выпуске которых возни­ кает дополнительное лобовое сопротивление:

Важными характеристиками маневренности самолета являются время tp (/т ) и путь L p (LT ) разгона или торможения самолета в заданном интервале скоростей на различных высотах. Для их рас­

Названные выше характеристики определяются интегрирова­

347

Часто возникает -необходимость в одновременном изменении вы­ соты и скорости полета. В некоторых полетных ситуациях летчику бывает нужно изменить скорость быстрее, чем это можно сделать в горизонтальном полете. В таких случаях разгон и торможение самолета выполняются на наклонных траекториях и к избытку тяги добавляется составляющая веса Gsin9, направленная вперед при снижении и назад при подъеме.

Как видно, ускорение на таких маневрах отличается от уско­ рения при разгоне или торможении самолета <в горизонтальном по­

на наклонных траекториях выполняется так же, как и для горизон­ тальных маневров. Различие состоит лишь в том, что во все формулы вместо продольной перегрузки подставляется разность пх — sin в.

При больших углах наклона траектории изменения высоты по* лета становятся существенными. Соответственно возрастают и ошибки при выполнении расчета изложенным выше методом. Для повышения точности расчета можно рекомендовать линейную ин­ терполяцию располагаемой продольной перегрузки. В этом случае по формуле

вычисляется изменение высоты на каждом предыдущем участке. Последовательным прибавлением величин ДЯ* к начальной высоте маневра подсчитывается высота Яг- начала данного участка. На ближайших высотах Я , < # г и Hn>Hh для которых имеются кри­ вые Н. Е. Жуковского, определяются значения «xpi и Пхрц. Счи­ тая, что в интервале высот Hi — Я п располагаемая продольная пе-

348

регрузка при V=const изменяется по линейному закону, ее значе­ ние для t-ro участка (на высоте #<) находится в виде

nxpi— „ _ н - + nXDi.

§ 11.6. Анализ и расчет криволинейных вертикальных маневров

При движении самолета в вертикальной плоскости r = Соответственно первое и второе уравнения движения центра тяже­

скольку по оси Oz никакие силы на самолет не действуют.

Первое уравнение движения, описывающее изменение скорости по величине, было рассмотрено в предыдущем параграфе. Из вто­ рого уравнения следует, что искривление траектории осуществляет­ ся под действием силы У — GcosO. При Y>G cos в (nv >cos в ) тра­

При маневрировании в вертикальной плоскости по сравнению с общим случаем движения самолета без скольжения число перемен­ ных параметров сокращается с девяти до семи, поскольку исключа­ ются углы у и ф (см. § 6.2). Однако и число общих уравнений, счи­ тая уравнения кинематических связей (6.11), уменьшилось с пяти до четырех. Следовательно, принимая одну из переменных за аргу­ мент, для определения конкретного вертикального маневра необхо­ дима программа движения из двух уравнений (условий).

349