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

Поскольку боковые моменты учтены отдельно, сила Z перене­

направленный в ту же сторону, что и аэродинамический момент Мх. Оба эти момента (при нейтральном положении элеронов) урав­ новешиваются опорным поперечным моментом; он реализуется в виде пары сил AN приращений нормальных реакций земли, раз­ гружающих стойку шасси, со стороны которой дует ветер, и до­

Оба эти момента направлены против момента Mv и стремятся развернуть самолет по ветру. Суммарный путевой момент, дей­ ствующий на самолет в процессе разбега с боковым ветром при нейтральном положении руля направления и отсутствии бокового юза колес:

440

гает 90°. (При попутно-боковом ветре угол скольжения был бы ту­ пым, по с таким ветром не взлетают.) Естественно, что при углах скольжения, близких к 90°, допущение j3 = sin(3 неприемлемо и, что еще важнее, обтекание вертикального оперения, фюзеляжа и дру­ гих частей самолета становится срывным. В этих условиях грубо нарушается пропорциональность между коэф­ фициентами боковых аэродинамических на­ грузок и углом скольжения, в связи с чем частные производные, входящие в записанные выше выражения, становятся переменными и по величине могут сильно отличаться от своих значений при плавном обтекании. С прибли­ жением угла |3 к 90° особенно характерно интенсивное уменьшение коэффициента ть» эффективности руля направления. В ре­

нормальная реакция земли N, прижимающая колеса к полосе, а следовательно, и сила трения f „ m a i стремятся к нулю. Боковая же аэродинамическая сила Z, которую сила ZK должна уравновеши­ вать, непрерывно увеличивается пропорционально скорости. При некоторой скорости У с д сдува наступает равенство Z — —ZK m ax, после чего самолет начинает «сдувать» с ВПП. Естественно, что скорость сдува тем меньше, чем больше боковая составляющая ветра uz и меньше коэффициент /0 к-

Удержать самолет на ВПП и сохранить заданное направление разбега при юзе колес достаточно трудно. Поэтому в условиях

441

сильного бокового ветра и особенно на ВПП с малым коэффи­ циентом /ск Для компенсации сдува разбег выполняется не по оси ВПП, а ближе к тому краю, откуда дует ветер. Чтобы увеличить

конца разбега целесообразно выдерживать направление продоль­ ной оси самолета на ориентир взлета. При необходимости боковое смещение можно (частично или полностью) компенсировать плав-

442

ным доворотом самолета навстречу ветру. Одновременное выдер­ живание взлетного угла атаки и регулирование азимутальной ориентировки продольной оси самолета требуют специальных на­ выков в перераспределении внимания и сильно усложняют взлет,

курса и скольжение. При сильном боковом ветре они могут ис­ пользоваться совместно.

При первом способе четвертый разворот выполняется на не­ сколько больший или меньший угол, чтобы после вывода из него нос самолета был развернут навстречу ветру относительно нор­ мального посадочного курса (рис. 14.10). Заход при этом осуще­ ствляется не по оси ВПП, а ближе к тому ее краю, со стороны которого дует ветер. В процессе предпосадочного планирования курс уточняется так, чтобы самолет без крена и скольжения сни­

случае должно выполняться особенно мягко, так как путевая ско­ рость имеет боковую составляющую относительно плоскости коле­ са и при грубом приземлении могут возникнуть опасные боковые нагрузки на шасси.

Сразу после приземления самолет будет двигаться вдоль поло­ сы с боковым юзом. Но, пока подъемная сила почти равна посадочному весу, боковая реакция земли FK = fcK(G— Y) невг-

443

того разворота накреняется навстречу ветру и при этом удержи­

скольжением была рассмотрена в § 9.1. Разумеется, этот способ борьбы с боковым ветром в чистом виде применим только при условии, что потребный угол скольжения, равный углу сноса, не выходит за предельное значение угла % лимитируемое полным отклонением руля направления или элеронов.

При компенсации сноса скольжением еще важнее упреждение бокового смещения самолета заходом на наветренный край по­ лосы, так как сносу самолета в конце выдерживания ничто не пре­ пятствует. Необходимо помнить, что скольжение снижает аэроди­ намическое качество самолета. Чтобы при обычном расчете на

дит к увеличению пробега. Применение тормозных парашютов при сильном боковом ветре также ограничено, поскольку собственный снос парашюта усугубляет сдувание самолета с полосы.

444

Под продолжительностью / данного полета понимают полное время полета — от момента начала разбега до момента остановки самолета после пробега.

В зависимости от задания дальность и продолжительность по­ лета изменяются в широких пределах, но их располагаемые зна­ чения, конечно, ограничены. Зависимости располагаемых значений дальности и продолжительности полета от различных эксплуата­ ционных условий, прежде всего от профиля и режимов полета, на­

лу важнейших летно-технических характеристик, так как опреде­

молетовождения. Цель данной главы состоит в выявлении основ­ ных закономерностей, определяющих располагаемые дальность и продолжительность полета в заданных условиях.

Полные располагаемые значения дальности и продолжитель­

продолжительность нельзя, поскольку в реальных условиях всегда имеют место и могут иметь место дополнительные расходы топ­ лива.

Наибольшие значения дальности и продолжительности, кото­ рые можно получить при заданных профиле и режимах полета с учетом всех необходимых расходов и запасов топлива, называют с о о т в е т с т в е н н о п р а к т и ч е с к о й д а л ь н о с т ь ю /,п р ак и

Практическая продолжительность полета включает, кроме того, время, затрачиваемое на посадочный маневр fKp (обычно полет по кругу) и на сбор группы /С б (при групповых полетах):

При сложном профиле полета (рис. 15.1) участков, набора вы­ соты, горизонтального полета и снижения может быть несколько.

При расчете и анализе характеристик дальности и продолжи­ тельности полета прежде всего необходимо знать, какая часть

445

общего запаса топлива G T расходуется на отдельных его этапах, идет на покрытие тех или иных дополнительных расходов или ре­ зервируется. Такое распределение выражается уравнением балан­ са топлива:

грев, опробование двигателя и руление). Обычно задается на ос­ новании опыта эксплуатации самолетов данного типа.

GT.H.B — расход топлива в процессе взлета и набора высоты. За­ дается в зависимости от набираемой высоты в виде таблиц и гра­

и внешних подвесок. При полете на большие высоты и при суще­ ственном отличии фактических условий полета от эталонных уточ­ няется специальным расчетом.

— расход топлива в процессе сбора группы. Определяется по самолету, который взлетает первым, в зависимости от установ­

наиболее целесообразных скоростей (иногда для одной скорости). Поскольку этот расход обычно невелик по сравнению с другими

GT.KP — расход топлива на посадочном маневре. Выбирается в зависимости от посадочного маневра, обязательно учитывает воз­

зового фронта) отклонениях от маршрута и профиля полета, вре­ менной потере ориентировки и т. п. Обычно задается в размере 7—10% начальной заправки.

G T . 6 — з а п а с топлива на случай воздушного боя или дополни-

446

тельного маневрирования, связанного с боевыми действиями. Вы­ бирается в зависимости от обстановки.

От.нев — конструктивно невырабатываемый остаток топлива в топливной системе.

Все перечисленные выше расходы и запасы топлива сравни­ тельно мало зависят от фактических условий полета. Это же мож­

ных отклонениях от нескольких стандартных режимов подъема и снижения. Такие важные с точки зрения общей дальности и про­ должительности полета мероприятия, как изменения начальной за­ правки самолета, дозаправка в воздухе, перераспределение гори­ зонтальных участков полета по высотам при неизменной макси­ мальной высоте и т. п., вообще не влияют на них непосредственно.

Все эксплуатационные факторы влияют на практические даль­ ность и продолжительность полета прежде всего через распола­

запас топлива на горизонтальный полет GT .r .n , на основании урав­

но определяются километровым и часовым расходами топлива. Зависимость этих расходов от различных факторов рассматривает­ ся в последующих параграфах.

§ 15.2. Зависимость часового и километрового расходов топлива от скорости и высоты полета при бесфорсажных режимах работы двигателя

Любому режиму установившегося горизонтального полета соот­ ветствует определенный режим работы силовой установки, на ко­ тором она создает эффективную тягу:

447

уравновешивающую лобовое сопротивление, и имеет вполне опре-

Так как при скорости V [км/ч] за время Л [ч] самолет проходит путь dL=Vdt [км], то километровый расход топлива определяется по формуле

Рассмотрим сначала зависимости СЛ и Ск от скорости полета непосредственно у земли на бесфорсажных режимах работы двига­ теля.

Если в первом приближении не учитывать изменение удельного расхода, то кривая Ch(V) будет повторять кривую Qr .n(V), рас­ смотренную в § 7.2. В этом случае минимальный часовой расход

следовательно, меньше часовой расход Си- С другой стороны, при­ крывая дроссельный кран, летчик уменьшает тягу двигателя и ско­ ростная характеристика P^(V) опускается вниз. При некоторой степени дросселирования, соответствующей минимально возможно­

Зависимость С У Д (У) в установившемся горизонтальном полете обусловлена главным образом изменениями степени повышения давления в компрессоре. Чем дальше (в любую сторону) скорость

448