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

которым осуществляется равнение на ведущего, для звена умень­

лесообразно периодически менять местами.

Дозаправка самолета в воздухе как весьма эффективное сред­ ство увеличения дальности и продолжительности полета получила широкое распространение. В качестве самолетов-заправщиков ис­ пользуются бомбардировщики или специальные самолеты. По орга­ низации дозаправка может быть попутной или встречной. В первом случае самолет-заправщик следует по маршруту вместе с заправ­ ляемым самолетом. Дозаправка производится после того, как на заправляемом самолете освободятся емкости, обеспечивающие

прием топлива с таким расчетом, чтобы остаток топлива на самолетезаправщике гарантировал ему воз­ можность возвращения на базовый аэродром.

При встречной дозаправке само­ лет-заправщик в расчетное время выходит в заданный район, где пе­ редает часть топлива самолету, выполнившему задание и возвра­ щающемуся от цели. Преимуще­ ство встречной дозаправки состоит в том, что самолет в районе цели имеет значительно меньший по­ летный вес, а следовательно, боль­ ший потолок, лучшие характери-

не состоится, то первому из них не хватит топлива для возвращения на аэродром посадки.

По увеличению общей дальности полета попутная и встречная дозаправки примерно эквивалентны. Практика показывает, что для самолета, у которого вес топлива составляет 40—50% полетного веса, увеличение дальности за счет одной дозаправки при исполь­ зовании в качестве заправщика однотипного самолета может уве­ личиться на Э0—40%. В некоторых случаях, например при сопро­ вождении бомбардировщиков истребителями, дозаправка может производиться многократно. В одном полете при необходимости можно применить попутную и встречную дозаправку. При необхо­ димости дозаправка может использоваться как средство обеспече­ ния взлета тяжелых самолетов с аэродромов, имеющих малую дли­ ну или слабое покрытие ВПП. В этом случае самолет взлетает с небольшим количеством топлива.

460

§ 15.5. Режим полета, оптимальный по дальности (полет по потолкам)

Ранее было показано, как определить высоту и скорость, обес­ печивающие максимальную дальность горизонтального полета при постоянном весе. У самолетов с ТРД значительную часть полетного веса составляет вес топлива. За счет выработки топлива вес само­ лета в горизонтальном полете может измениться на 25—35%. Если после подъема на оптимальную по дальности высоту выдерживать постоянство высоты и скорости, то с течением времени режим поле­ та будет все больше и больше отличаться от оптимального, ибо по мере облегчения самолета угол атаки и аэродинамическое качество будут уменьшаться и километровый расход топлива уже не будет минимальным.

Аэродинамическое качество самолета, являющееся функцией ко­ эффициента су и числа М, останется неизменным, если обеспечить постоянство этих параметров. Так как рассматриваемый режим близок к горизонтальному полету, можно считать, что между подъ­ емной силой и весом существует равенство

G = 0,7с у 5> я М 2 .

Как видно, при су — const и М = const полетный вес пропорциона­ лен атмосферному давлению. Следовательно, относительные прира­ щения этих параметров одинаковы:

Следовательно, для сохранения постоянства аэродинамического качества по мере выработки топлива необходимо при неизменном числе М набирать высоту с таким расчетом, чтобы с уменьшением веса на 1% и давление рн уменьшалось на 1%- Но таблице МСА можно убедиться, что на высотах 11 —15 км, где наиболее вероятно получение максимальной дальности полета самолетов с ТРД, паде­ нию давления на 1 % соответствует набор высоты 64 м.

При /( = const лобовое сопротивление Qr . п = -тг- пропорциональ­

сферному давлению. Как известно из теории ТРД, пропорциональ­ ность между тягой и давлением обеспечивается при постоянстве температуры и числа оборотов ротора. Удельный расход топлива С у д при этом не меняется.

Таким образом, для получения максимальной дальности летчик должен вывести самолет на режим HLOpu Vr.m a x и в дальнейшем вместо горизонтального полета выполнять пологий набор высоты, выдерживая М = const и п = const. Такой полет называют п о л е ­ т о м п о п о т о л к а м .

461

Дальность полета dL [км], достигаемую за счет выработки эле­ ментарного количества топлива dGr [кг], имея в виду, что выра­ ботка топлива в данном случае равна уменьшению полетного веса (dG-i — — d G ) , можно записать в виде

зим указанное отношение через начальные значения веса и кило­

и в том случае, когда изменение веса обусловлено не выработкой

ПОЛЕТ В НЕСПОКОЙНОМ ВОЗДУХЕ И ПО ПРИБОРАМ

§ 16.1. Особенности поведения самолета и техники

пилотирования в неспокойном воздухе

Наряду с ровными, устойчивыми ветрами, влияние которых на полет сводится к сносу самолета, в атмосфере часто встречаются честные вертикальные и горизонтальные воздушные потоки, обу­ словленные особенностями рельефа,нагревом отдельных участков местности, грозовой деятельностью и т. д. При входе самолета в та­ кие потоки относительная скорость воздуха изменяется по величи­ не и направлению. Соответственно меняются углы атаки и сколь­ жения, нормальная и боковая перегрузки. В ряде случаев эти па­ раметры приобретают опасные с точки зрения сваливания и даже угрожающие прочности самолета значения. В любом случае равно­ весие самолета нарушается и развивается возмущенное движение.

462

В силу вязкости воздуха на периферии потока образуется пере­ ходная зона, в которой скорость постепенно увеличивается. На са­ мой окраине такой зоны, где скорость потока Ды еще мала, в ре­

Выдерживается

горизонтальный

полет

силы ДУ будет пикирующим. Он вызовет вращение самолета вокруг

угла атаки. Но самолет все глубже входит в переходную зону, ско­ рость и нарастает и рассмотренный процесс продолжается.

Если переходная зона достаточно широка, а градиент ско­ рости восходящего потока по направлению полета соответственно мал, то медленное искривление траектории небольшой силой ДУ и

углом атаки плавно переходит в набор высоты и уменьшает угол тангажа. Естественно, в данном случае летчик может плавным дви­

траектория и повернуться самолет за время пролета через переход-

463

н\'ю зону. При достаточно больших (но вполне реальных) значе- du

ниях - ^ - и скорости полета это время становится столь малым, что уменьшение приращения угла атаки за счет искривления траекто­ рии и уменьшения утла тангажа становится несущественным. Такой случай называют входом самолета в восходящий порыв или просто восходящим порывом.

Решая это уравнение относительно минимально допустимой ско­ рости полета при наличии вероятности входа в восходящий порыв с вертикальной скоростью и, получаем

йР„ (с у и)

та с у д о п подъемной силы.

Максимальная скорость полета в неспокойной атмосфере опре­ деляется возможностью выхода самолета на эксплуатационную пе­ регрузку. Из очевидного условия

464

Если исходным был не горизонтальный полет, а какой-либо ма­ невр с произвольной перегрузкой пу, в формулу (16.4) вместо еди­ ницы должна подставляться эта перегрузка.

Максимальная скорость полета в неспокойной атмосфере тем меньше, чем меньше удельная нагрузка крыла, эксплуатационная перегрузка данного самолета и высота полета и чем больше ско­ рость порыва и производная с*.

Определив скорость и из выражений (16.3) и (16.4) и прирав­ няв их друг другу, можно найти оптимальную скорость полета в не­ спокойной атмосфере на заданной высоте:

При входе самолета в восходящий порыв, как и в рассмотрен­ ном выше случае входа в воздушное течение с широкой переходной зоной, на самолет действуют положительное приращение подъем­ ной силы и пикирующий продольный момент. Траектория будет искривляться кверху, а угол тангажа уменьшаться. Однако теперь возмущения параметров велики. Самолет приобретает значитель­ ную угловую скорость, развивается малое продольное возмущенное движение, характер которого определяется собственными динами­ ческими свойствами самолета. В подавляющем большинстве слу­ чаев оно будет протекать в форме затухающих колебаний углов атаки и тангажа (рис. 16.2). Синхронно с углом атаки будет коле­ баться и нормальная перегрузка.

Следует иметь в виду, что в районах большой турбулентности, например вблизи грозовых облаков, летчик, как правило, встре­ чается не с единичными вертикальными порывами, а со множе­ ством порывов, среди которых есть и восходящие и нисходящие. Если летчик будет парировать колебания угла атаки и перегрузки энергичными отклонениями ручки управления, то действие рулево­ го момента может сложиться с действием очередного порыва и уве­ личить забросы Да и Апу. Поэтому при полете в неспокойной атмо­ сфере следует активно парировать лишь наиболее сильные забросы перегрузки. В основном же следует примерно зафиксировать ручку управления (при обратимой системе по возможности зажать ее)

4.65

в положении, соответствующем балансировке самолета на исходной скорости, и небольшими отклонениями в нужную сторону выдержи­ вать средний угол тангажа.

При наличии автопилота последний должен быть включен. Если

по тангажу и практически полностью задемпфирует колебания угла атаки.

Продольные (встречные и попутные) порывы ветра оказывают значительно меньшее влияние на поведение самолета. Действие та­ ких порывов равносильно соответствующему изменению скорости.

Рис. 16.2. Вход самолета в восходящий порыв

Так, встречный порыв ветра и обусловливает увеличение скорости обтекания крыла, а соответственно и увеличение подъемной силы на величину

Поскольку реальные значения отношения -у- для современных

самолетов не превышают нескольких десятых, то первым слагаемым в скобке можно пренебречь. Тогда

AY = c y S ^ - .

Если исходный полет был горизонтальным, то начальное значе­ ние подъемной силы Y = G. Приращение нормальной перегрузки при входе во встречный порыв

тоже не превышает нескольких десятых. Естественно, что такие пе­ регрузки неопасны.

Поведение самолета при действии продольного воздушного по­ рыва определяется его устойчивостью по скорости: устойчивый са-

466

молет при входе во встречный порыв отклоняется кверху, а при входе в попутный порыв — книзу, после чего (при невмешательстве летчика) развиваются длиннопериодические колебания утла танга­ жа, скорости и высоты полета; неустойчивый самолет затягивается в сторону начального отклонения. И в том и в другом случае угол тангажа и скорость изменяются достаточно медленно. Поэтому па­ рирование отклонений от исходного режима полета не вызывает затруднений.

При входе в боковой воздушный порыв, имеющий скорость и (рис. 16.3), самолет приобретает угол скольже­ ния

Под действием пропорциональной углу |3 боковой силы Z траектория на­ чинает отклоняться в сторону, куда дует ветер. Одновременно возникают также пропорциональные углу сколь­ жения путевой Ми и поперечный Мх моменты. Самолет, если он устойчив в путевом и поперечном отношениях, разворачивается навстречу ветру и кре­ нится но ветру.

С появлением угловых скоростей щ и шх возникают демпфирующие и спи­ ральные боковые моменты. Развивает­ ся боковое возмущенное движение са­

молета, которое было подробно рассмотрено в § 9.5. В начальной фазе его характер определяется собственными свойствами самоле-. та в малом боковом движении. Как правило, эта фаза имеет вид быстро затухающих короткопериодических колебаний угла сколь­ жения и вынужденных, обусловленных периодическими изменения­ ми угла скольжения, колебаний по крену.

Если летчик не вмешивается в поведение самолета, то первая фаза бокового возмущенного движения закончится при отклонении

процессе начальной фазы бокового движения возможно лишь при достаточно большом периоде колебаний. Оно должно в основном сводиться к демпфированию угловой скорости щ, что достигается мягкими отклонениями педалей против разворота, и устранению крена.

Если летчик ограничивается только отклонениями педалей, он может подавить движение рыскания и устранить скольжение на первой же полуволне. Однако, поскольку самолет все это время

467

будет скользить на одно поЛукрыло — навстречу ветру, он будет и крениться все время в одну сторону — по ветру. Естественно, это приведет к увеличению остаточного крена.

Если на данном режиме полета самолет имеет хорошие характе­ ристики путевого демпфирования, так что колебания угла скольже­ ния и без вмешательства летчика быстро затухают, можно ограни­

§ 16.2. Особенности полета по приборам

Для того чтобы уверенно, целенаправленно и безопасно управ­ лять самолетом, летчик должен непрерывно ориентироваться, т. е. представлять себе положение самолета в пространстве и характер его движения.

Непосредственное представление человека о его положении и характере движения в пространстве формируется в коре головного мозга на основании анализа зрительного восприятия окружающих предметов, раздражений вестибулярного аппарата и кожно-мышеч- ных ощущений.

Из перечисленных каналов только зрительный является объек­ тивным, поскольку он не связан с динамикой движения. Кроме того, он наиболее развит и натренирован, а следовательно, и наиболее точен. Сигналы, обусловленные раздражениями вестибулярного ап­ парата и кожно-мышечных нервных окончаний, вызываются дей­ ствием опорных реакций на тело летчика и поэтому зависят от ве­ личины и направления действующих на самолет сил. При опреде­ лении летчиком положения самолета в пространстве они являются дополнительными, вспомогательными. Их точность низка, в боль-

468

шинстве случаев они неоднозначны, а в ряде случаев заведомо не­ правильны. Так, например, при выполнении разворота (виража) без скольжения летчика прижимает к чашке сиденья точно так же, как и при движении в вертикальной плоскости, с такой же пере­ грузкой. Он совершенно не ощущает крена и воспринимает связан­ ную вертикальную ось самолета Оух как земную вертикаль и т. п.

Из сказанного ясно, что вне видимости земли и естественного горизонта летчик теряет возможность судить о положении и харак­ тере движения самолета непосредственно и должен ориентировать­ ся в пространстве и управлять самолетом только на основании по­ казаний пилотажио-навигацпонных приборов.

Привычка человека к непосредственной ориентировке в про­ странстве столь сильна и устойчива, что, попав в условия, в кото­ рых она абсолютно невозможна, он внутренне не может прими­ риться с этим и пытается разглядеть какие-либо ориентиры в тол­ ще облаков, пытается найти в себе самом «чувство положения в пространстве». Это чрезвычайно опасно, так как приводит к появ­ лению навязчивых, необъективных (иллюзорных) представлений. Так, расположенный в общем случае произвольно край области об­ лаков часто принимается за линию естественного горизонта, голу­ бой клочок неба в разрыве или просветление в толще облаков вос­ принимается как «верх». Иногда, неточно восстанавливая в памяти выполненные им эволюции, летчик субъективно, путем необоснован­ ных умозаключений «логически выводит» положение самолета в пространстве. Такие иллюзии бывают настолько прочными, что лет­ чик перестает верить показаниям приборов и допускает опасные ошибки в технике пилотирования.

Для того чтобы избежать подобных ситуаций, с первого полета под шторкой или в облаках необходимо категорически отказаться от попыток ориентироваться в пространстве непосредственно. Су­ дить о положении самолета и управлять им только по приборам.

Разумеется, при пилотировании по приборам свойства самолета остаются прежними. Но принципиально иными становятся свойства летчика. Так как в процессах управления полетом проявляются и свойства летчика, то характер этих процессов и даже подход к этим процессам становятся иными. Так, если применительно к по­ лету с непосредственной визуальной ориентировкой зачастую ста­ вится вопрос о том, следует ли включать ориентировку и распреде­ ление внимания в понятие «техника пилотирования», то при полете по приборам ориентировка и распределение внимания не только явно входят, но и лежат в основе техники пилотирования, в боль­ шинстве случаев определяют возможный темп и характер маневров и эволюции, требуют введения дополнительных ограничений.

Конкретная техника выполнения элементов полета по приборам должна рассматриваться применительно к определенному типу са­ молетов с учетом особенностей его приборного и радиоэлектронного оборудования, пилотажных и маневренных свойств. Однако ряд принципиальных особенностей и правил управления самолетом по приборам можно сформулировать и в общем виде.

469