книги из ГПНТБ / Сорокин Э.И. Взлетно-посадочные характеристики летательных аппаратов [учебное пособие]

§ 2. Влияние условий эксплуатации на взлетные характеристики самолета

В процессе эксплуатации в весьма широком диапазоне значений изменяется целый ряд параметров, определяющих взлетные характеристики самолета. К основным факторам, влияющим на длину разбега и взлетную дистанцию, отно­ сятся: вес самолета, плотность, температура и давление возду­ ха, ветер встречного или попутного направления, состояние по­ верхности аэродрома.

Изменение веса, связанное с различными вариантами за­ грузки самолета, приводит к изменению скорости отрыва, а также ускорения при разбеге и наборе с разгоном.

Vотр2

V

*СР . Г,

G J

Пренебрегая вертикальной составляющей тяги двигателя при отрыве, можно записать:

Увеличение веса приводит к увеличению скорости отрыва и уменьшению тяговооружеиности, в результате чего длина раз­ бега увеличивается. Количественная степень влияния веса за­ висит от величины тяговооружеиности самолета. В случае, когда тяговооруженность значительно больше коэффициента трения, последним можно пренебречь

g р S Су отр Рср

Логарифмируя, дифференцируя и переходя к конечным прира­

веса приводит к изменению длины разбега примерно на 2°/о.

С уменьшением тяговооружеиности влияние веса возрастает.

20

Так, при ^ = 0 j5 и / ' = 0,05

Д А Р _ 9 1 Д О

1р ~ А1 О ’

а при ^ =0,2 и / ' = 0,05

Д/-Р „ A G •

V = 2 ,3 - o - ’

Влияние изменения веса на длину разгона с набором высоты оказывается через изменение V0Tp и Увзл, а также через из­ менение ускорения. Заменяя в выражении длины разгона с набором

настолько мала, что ею можно пренебречь. Поэтому можно записать

Косвенное влияние на £рНаб изменения веса сказывается через

Р и зб ср , так как

G_

ср

К :р

21

С другой стороны, изменение давления приводит к измене­

нию СКОрОСТеЙ Увзл И Vorp

2 G .

V2

Уотр

0,0474 2.SC, 0 Т р

В результате относительное изменение длины разбега и взлет­ ной дистанции при изменении давления можно выразить соот­ ношениями:

Знак минус означает, что при положительном Ар (повышение давления) длина разбега и взлетная дистанция сокращаются. При наличии ветра взлетные характеристики изменяются за счет составляющей HrWT'cosjS (фиг. 16).

77

W

Фиг. 16.

Знак минус относится к случаю составляющей ветра встреч­ ного направления. Проекция dr U7sin§ не оказывает влияния на /-р и /.взлд, а вносит лишь специфические особенности в тех­ нику пилотирования при выполнении взлета.

При выполнении разбега при ветре скорость самолета отно­ сительно земли (путевая скорость), определяющая длину раз­ бега, будет отличаться от воздушной на величину скорости

ветра

Упут= У ± Udcosp.

23

В этом случае, принимая ускорение при разбеге средним, по­ стоянным, будем иметь:

J ^0TP=bWCO'4S? J (KOTpiw c o sg p

длина разбега уменьшаются, а при попутном— увеличиваются.

После отрыва самолета от земли скорости самолета отно­ сительно воздуха Уотр и Увзл такие же, что и при отсутствии ветра. Поэтому время выполнения этого этапа не зависит от ветра

tp наб — ^р наб-

W W=0

Путь же, проходимый самолетом относительно земли за это время, будет равен:

§ 3. Особый случай взлета

Особым случаем, характерным для многомоторного само­ лета, является взлет при отказе одного из двигателей на этапе разбега. После установления факта отказа двигателя летчик

24

может либо продолжать взлет, либо, выключав остальные дви­ гатели и применив торможение, прекратить выполнение раз­ бега. В первом случае имеет место так называемый завершен­ ный взлет, а во втором — прерванный. Схема завершенного и прерванного взлетов приведена на фиг. 17.

Решение о выборе того или иного варианта должно быть принято в зависимости от длины пути, проходимого самолетом после отказа двигателя. Если скорость, которую имеет само­ лет в момент отказа двигателя Р орк, ВеЛИ КЭ (близка К Р отр ),Т О путь, проходимый самолетом при торможении, будет больше пути, требующегося для достижения скорости отрыва, и в этом случае целесообразно взлет завершить. При отказе двигателя на малых скоростях, наоборот, целесообразнее взлет прекра­ тить, так как на торможение потребуется меньший путь. При определенной скорости в момент отказа двигателя длины за­ вершенного и прерванного взлета одинаковы, а скорость назы­

V.

25

где усрр'— среднее ускорение при разбеге с одним отказав­ шим двигателем,

Усрт— среднее ускорение при пробеге с торможением.

Зависимость Д/.зав и А £прерв от скорости отказа 1/отк при­ ведена на фиг. 18. При отказе двигателя на скорости меньшей УкрА/.прерв меньше Д£зав, а следовательно, в этом случае взлет необходимо прекратить. При У0ТК;>1/Кр взлет нужно завершить, так как длина пройденного при этом пути меньше длины прерванного взлета. Значение критической скорости найдем из условия:

Ah3ag ЛЬлрерё

/ООО

500-

С

Фиг. 18.

( 1. 21)

26

Полученное выражение для критической скорости справед­ ливо для мгновенного перехода от разбега к торможениюПрактически же, в случае принятия летчиком решения о пре­ кращении взлета, для перехода от разбега к пробегу с тормо­ жением требуется определенное время Л,ерех, в течение кото­ рого летчик должен установить факт отказа двигателя, пере­ вести работающие двигатели на малый газ, а затем начать торможение. За указанное время самолет проходит дополни­ тельное расстояние A £nepex- С учетом этого факта значение критической скорости получается иным. При оценке А £ перех можно с достаточной точностью считать, что скорость на пере­ ходном участке постоянна и равна критической скорости. Тогда:

A Z-nepex == Ткр ( ^перех>

где Vxpt— критическая скорость с учетом времени на пере­ ход от разбега к пробегу с торможением.

Приравнивая длины завершенного и прерванного взлета, получим

Тпрерв ^ ^-зав;

ИЛИ

A L nepex Т~ А / . прерв — А Z-зав»

Решая полученное уравнение относительно VKpt, будем иметь:

Л + З -

Уср р Усрт

Увеличение времени перехода от разбега к пробегу с тор­ можением приводит к уменьшению критической скорости.

На фиг. 19 приведена зависимость VKpt от времени пере­ хода для самолета Ил-18. Полная длина прерванного или за­ вершенного взлета определяется как сумма участков разбега

27

с тягой всех двигателей до достижения VKPt и пробега с тор-

•можением либо разбега от 1/„рt до V0Tp при отказавшем дви­ гателе (фиг. 17)

Фиг. 19.

§ 4. Посадка летательного аппарата

Выполнение посадки начинается с планирования, при кото­ ром самолет снижается по прямолинейной траектории с по­ стоянной скоростью (фиг. 20).

Практически планирование выполняется с небольшой тягой, которая используется для уточнения расчета посадки и, кроме того, при необходимости ухода на второй круг; это дает воз­ можность сократить время для перевода двигателя на режим взлетной мощности.

Вторым этапом посадки является выравнивание, в процес­ се которого, начиная с высоты 6 ^ 10 м, самолет переводится от планирования к полету но траектории, примерно параллель, ной земле. Выравнивание заканчивается на высоте около 1 м.

Третий этап, называемый выдерживанием, представляет со­ бой движение по прямолинейной параллельной земле или сла­ бо наклоненной к ней траектории с непрерывно уменьшающейся скоростью. В конце выдерживания подъемная сила становится меньше веса, самолет начинает снижаться (парашютировать)

28

до соприкосновения с землей, после чего следует последний этап посадки — пробег по земле до остановки самолета. Дли­ ной посадочной дистанции считается суммарная длина всех этапов, причем за начало посадки принимается точка, соот­ ветствующая прохождению самолета на высоте h —25 м (фиг. 20).

Плсгнг/робание

Фиг. 20. Схема посадки самолета.

Рассмотрим отдельные этапы более подробно. Предпоса­ дочное планирование производится, как уже упоминалось, с небольшой тягой двигателя с выпущенными шасси и посадоч­ ной механизацией. Скорость планирования соответствует при­ мер*© наивыгоднейшему углу атаки. Схема действующих Сил и уравнения движения были подробно рассмотрены в разделе «планирование».

Для выполнения выравнивания необходимо увеличить подъемную силу за счет угла атаки (фиг. 21) для создания нормального ускорения j a

Радиус кривизны траектории и потеря высоты при выравнива­ нии зависят от скорости планирования и центростремитель­ ной силы, равной^?цс= У —GcosO и получаемой за счет из­ бытка подъемной силы над проекцией веса. Поскольку коэф­ фициент подъемной силы ограничивается предельным его зна­ чением Су прел из-за опасности срыва, а при планировании он равен Супл, то максимально возможный избыток подъемной силы в начале выравнивания будет равен:

29