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

ниже горизонта в положении вверх колесами. Последнее затруд­ няет ориентировку и, следовательно, способствует развитию от­ клонений по направлению и высоте.

При повороте самолета от 270 до 360° внешнее скольжение способствует вращению. Но, обладая путевой устойчивостью, са­ молет при таком скольжении будет стремиться опустить нос, по­ этому в последней четверти бочки нужно увеличить давление на педали по вращению, а за 40—30° до выхода в горизонтальный

нию необходимо прекратить вращение и поставить элероны ней­ трально.

возможно меньшая потеря высоты и возможно меньшее увеличе­ ние скорости. В гл. 11 указывалось, что ввод самолета в пикиро­ вание строго в вертикальной плоскости при больших углах 0П этим требованиям не отвечает. Значительно эффективнее простран­ ственные способы ввода — разворотом, двумя полубочками и пе­ реворотом.

Как следует из общих уравнений движения самолета (6.10), ускорение и угловая скорость поворота траектории в плоскости

летчик предварительно выходит не на цель, а в расчетную точку, расположенную в стороне. При углах пикирования до 20—30° эта

счет увеличения угла крена, а при необходимости и за счет неко­ торого уменьшения перегрузки. При этом траектория искривляется внизу. Величины у и пу выбираются так, чтобы к моменту разво­ рота на цель самолет имел нужный угол пикирования. Далее са­ молет выводится из крена.

410

Заметим, что при у<90° интенсивность искривления траекто­ рии книзу повышается с уменьшением перегрузки. При у«;90о пе­

Рис. 13.11. Ввод в пикирование разворотом

Ввод в пикирование разворотом с креном у>90° и большой перегрузкой целесообразен при больших углах пикирования еще и потому, что увеличение перегрузки обусловливает рост сопро-

411

молета, вплоть до вывода его на максимальную допустимую" пе­ регрузку. При таком способе ввода в пикирование, подходя к цели по прямой, летчик энергично выполняет полубочку и, увеличив перегрузку, вводит самолет в пикирование с нужным углом, после чего выполняется вторая полубочка.

Переворот как способ ввода самолета в пикирование отли­ чается от рассмотренного выше лишь отсутствием второй полу­ бочки. Он может применяться при достаточном запасе высоты и

без серьезного изучения вероятного противника. Первостепенное

рабатывать новые) тактические приемы и способы боевых дей­

в том числе и выполняемым со снижением.

412

в связи с этим она не может быть увеличена за счет снижения. В случае г уменьшение скорости обусловлено ростом лобового со­ противления. На больших высотах она может существенно увели­ читься на маневрах, выполняемых с потерей высоты. Необходимо отметить, что в подавляющем большинстве случаев при ударном варианте подвесок самолет имеет более жесткие ограничения ско­ рости, чем при истребительном.

Маневренные возможности самолетов сравниваются по распо­ лагаемым значениям перегрузок. При одинаковых начальных зна­

Соответственно в этом случае

В качестве иллюстрации на рис. 13.15 показаны располагаемые (по допустимому значению су, эффективности продольного управ­ ления и ограничению) нормальные перегрузки двух самолетов. Самолет 1 (сплошные линии) с треугольным крылом имеет более

- ^ r L > - ^ 1 J . Поэтому при малых

числах М пуР1<.Пу$2. Однако у него и более высокая эксплуа­ тационная перегрузка /г£ , = 7 >• л* 2 = 6. Самолет 2 (штриховые линии) имеет крыло большего удлинения при меньшей стрело-

414

регрузка уменьшается с увеличением нормальной перегрузки, при­ чем тем быстрее, чем больше коэффициент индуктивности, т. е. чем меньше удлинение крыла. Полное сравнение возможностей раз­ гона, сохранения постоянства скорости или неизбежного тормо­ жения самолетов на маневрах с различными нормальными пере­ грузками можно провести, имея сетки кривых пхр (М, пу), подоб­ ные показанной на рис. 11.2. Но и не имея таких графиков, с уве­ ренностью можно сказать, что если самолеты / и 2 на какой-либо высоте имеют примерно одинаковые максимальные скорости гори­ зонтального полета, то на криволинейных маневрах с повышенны­ ми перегрузками самолет / с крылом малого удлинения несомнен­ но будет отставать.

При сравнении маневренных возможностей самолетов весьма удобно пользоваться графиками зависимостей предельной по рас­ полагаемой тяге перегрузки п у п р е я от скорости (числа М) полета

415

шиеся развороты с меньшим радиусом и большей угловой скоро­

ми характеристиками подъема. В конце маневра он может иметь

соты, установленных для данного типа самолетов и обеспечиваю­ щих безопасный переход к последующему этапу полета.

Для самолетов, у которых уравновешивание веса и искривле­ ние траектории обеспечиваются в основном аэродинамическими силами, отделение от земли возможно только при наличии доста­ точной скорости. Поэтому первым этапом взлета такого самолета

416

этому его целесообразно выделить в самостоятельный, второй этап взлета.

"Третий, завершающий этап взлета — разгон с постепенным на­ бором высоты — протекает уже в воздухе. Как следует из приве­ денного выше определения взлета, он заканчивается выходом са­ молета на установленные, безопасные значения скорости и высо­ ты. Если для данного самолета и данного аэродрома специальных указаний нет, этими значениями являются эволютивная скорость и высота 25 м. Последняя определяется стандартными требования­ ми к допустимым препятствиям в полосе подхода (отхода) к аэро-

принципиальное значение, поскольку до этого момента он распре­ деляет свое внимание по установленной схеме и не должен зани­

чтобы она была возможно меньше, так как тогда при равных прочих условиях меньше будет и длина разбега L p , определяющая длину ВПП аэродромов, с которых могут работать самолеты дан­ ного типа.

Скорость отрыва определяется из условия равновесия сил, дей­ ствующих на самолет по вертикали (рис. 14.2). Поскольку взлет­ ный угол атаки есвзл обычно достаточно велик, при тяговооруженности современных самолетов должна учитываться вертикальная составляющая силы тяги Pv — B sin авзл^-Равзл. Тогда в момент от­ рыва

с , о т р $ - ф ^ Я в в м - ( ? = 0,

Как видно, при равных прочих условиях скорость отрыва яв­ ляется функцией взлетного угла атаки, который влияет на нее как

ку сразу после отрыва самолет движется непосредственно около земли, здесь требуется весьма высокая точность пилотирования. Если вдали от земли отклонения в несколько метров от заданной

Чтобы гасить вертикальные скорости самолета после отрыва бы­ стро, нужны большие ускорения, а следовательно, н большие при­ ращения подъемной силы. Поэтому на угле атаки аВ З л самолет должен иметь достаточно большой запас коэффициента су.

Угол атаки аВ зл выбирается с учетом влияния используемой на взлете механизации крыла и близости земли на зависимость су(а) (рис. 14.3). Напомним, что многие виды механизации, увеличивая коэффициент су на докритических углах атаки, уменьшают угол акрВлияние близости земли состоит в том, что, когда расстояние между землей и крылом становится соизмеримо с его хордой, ин­ дуцированные скорости экранируются землей (рис. 14.3). При этом углы скоса потока в районе крыла уменьшаются, а истинный

418