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

Величина ДСуВыР обычно невелика, так как самолет при пла­ нировании с выпущенной механизацией и шасси имеет доволь­ но большой Супл (фиг. 22).

Фиг. 21.

Имея значения С у пред и С у п л, можно оценить потерю вы­ соты /?выр (фиг. 21), исходя из следующих соображений: при выравнивании вертикальная составляющая скорости за счет

избытка подъемной силы уменьшается от Vyпл = Уплsin Н до н у л я . Следовательно, изменение вертикальной составляющей

кинетической энергии равно ту-Иупл2. С другой стороны, это из­

30

менение энергии равно работе вертикальной составляющей избытка подъемной силы на участке fiBыр. Следовательно,

получим:

sin2 0

*выр

2g A C y ^ S c o s©

Принимая во внимание, что углы 0 при планировании и, сле­ довательно, при выравнивании малы, допустимо считать

В этом случае выражение упростится

Скорость Увыр непрерывно уменьшается. Для приближенной оценки /?выр можно считать, что скорость при выравнивании уменьшается и в среднем Увыр2 составляет 0,85УПл2.

Тогда

31

*Гаким образом, высота выравнивания определяется значением

Q

Уменьшение Кпл и отношения -Д-^—, что имеет место у ско-

С'У пл

ростных самолетов, имеющих сравнительно малые удлинения крыла, приводит к возрастанию hBыр и к усложнению выпол­ нения выравнивания.

После окончания выравнивания самолет переводится на прямолинейный участок траектории, называемой выдержива­ нием, для чего необходимо уменьшить угол атаки. Поскольку скорость в процессе выдерживания непрерывно уменьшается, то для обеспечения равенства подъемной силы и веса угол атаки необходимо увеличивать по мере падения скорости. Этап выдерживания заканчивается к моменту, когда угол атаки, а следовательно, и коэффициент подъемной силы достигнуты пре­ дельных (посадочных) значений а „ о с и СупосСкорость, которую имеет самолет в момент касания колесами земли, называется посадочной. Значение ее определяется из равенства подъемной силы и веса*

Значение Супос определяется с учетом механизации и влия­ ния земли, как это было рассмотрено в разделе «Взлет Само­ лета». Посадочный угол атаки выбирается на 2—3° меньше критического, если схема шасси позволяет реализовать этот угол. В этом случае (фиг. 23):

С у ПОС С у “ ( & П 0 С я 0 ) А С у ;

Пробег самолета является завершающим этапом посадки.

Для самолета, имеющего шасси с хвостовым колесом, про­ бег производится с постоянным углом атаки, соответствую­ щим стояночному положению (фиг. 24,а).

В случае, когда шасси самолета имеет носовую стойку (фиг. 24,6), пробег совершается вначале на основных колесах,

* Фактически в момент приземления У < G, но поскольку время

парашютирования очень лгало, то скорость, которую имеет самолет в конце выдерживания, практически не отличается от посадочной.

32

Фиг. 23.

а затем, после некоторого уменьшения скорости, самолет плав­ но переводится на носовое колесо, и дальнейшее движение са­ молета выполняется на трех колесах. Для сокращения длины пробега во всех случаях применяется торможение колес.

Схема сил, действующих на самолет при пробеге, приве­ дена на фиг. 25.

У

Фиг. 25.

Уравнения движения аналогичны уравнениям при разбеге

и имеют вид:

G — Y — N = 0

Q ~ F = m dt

Здесь

N = N1 + N3;

F = F } + F2= / np{ G - Y ) .

Изменение сил, действующих на самолет при пробеге, приве­ дено на фиг. 26. На фиг. 26,а приведено изменение сил для са­ молета с хвостовой опорой, а на фиг. 26,6 — с носовой стой­ кой. При переходе на носовую стойку угол атаки уменьшается, что приводит к уменьшению лобового сопротивления и подъем­ ной силы. Сила же трения в результате падения подъемной силы и увеличения нормальной реакции увеличивается.

Расчет длины пробега, так же как и разбега, может быть произведен по среднему значению ускорения

^прл Jj

А/ српр

34

Среднее ускорение вычисляется по величине средней тормо­ зящей силы Я,*, равной полусумме начальной и конечной сил:

R e p — 0 ,5 (/?нач “I- R koh)-

Для самолета с хвостовой опорой пробег совершается с по­

стоянным углом атаки. В этом случае:

ъ

V

V

Коэффициент сопротивления самолета при пробеге не изме­ няется и вычисляется с учетом выпущенных шасси и посадоч­ ной механизации

С.х пр СХ0 + Сх ;ц -f- Д Сх ш+ Су пр

Коэффициент подъемной силы Супр равен посадочному его значению Супос с учетом влияния земли. Аэродинамическое

35

силе трения покоя F=^fnpG. В итоге

RcP= 0,5 /А

\К р

а среднее ускорение

/ср пр ——0,5g

Значение коэффициента трения пробега при применении тор­ мозов лежит в пределах 0,15^0,18. Для самолета с носовым колесом угол атаки при пробеге изменяется. Для приближен­ ного расчета пробега в этом случае будем считать, что угол атаки при касании колесами земли соответствует посадочному япос, а пробег совершается с постоянным углом атаки апр. Тогда начальное значение тормозящей силы в начале пробега будет равно:

36

Среднее значение ускорения при пробеге будет равно:

Коэффициент трения при пробеге можно брать таким же, что и для самолета с хвостовой опорой. Следует отметить, что шас­ си с носовым колесом исключает возможность опрокидывания самолета (капотирования) при резком торможении, что яв­ ляется одним из преимуществ такой схемы шасси. При нор­ мальной же эксплуатации интенсивность торможения в основ­ ном лимитируется износом пневматиков, и поэтому средний коэффициент'трения при пробеге самолетов с хвостовым и но­ совым колесами получается примерно одинаковым.

При расчете длин планирования, выравнивания, парашю­ тирования целесообразно определять суммарную их длину, воспользовавшись энергетическим методом.

Полная энергия самолета Е на высоте h равна сумме по­ тенциальной и кинетической энергий

EJ= Oh + -П V 2 ■

ё

Вмомент касания колесами земли энергия равна:

ОКпос2

g 2

Разность энергий Ех—Е2 равна работе средней силы лобового сопротивления на рассматриваемом участке движения /.пЛвыд

Отсюда

LПЛВЫД--

G_

Qcp

Среднее значение лобового сопротивления QCp можно выра­ зить через среднее значение качества

ОVcp— is2 -.

А с р

37

Тогда

Значение /Сср для различных самолетов приведено в таб­ лице 2.

Т а б л и ц а 2

Для приближенной оценки длины /.„лвыд среднее качество &ср можно принимать б 4-6. Длина посадочной дистанции 1ПОсд будет равна сумме длин пробега Lnp и L„nBblJl:

(L29)

§ 5. Влияние условий эксплуатации на посадочную дистанцию самолета

Длина посадочной дистанции существенно зависит от це­ лого ряда факторов, определяющих конкретные условия экс­ плуатации самолета. К таким факторам относятся:

1)посадочный вес самолета;

2)1температура и давление воздуха;

3)ветер встречного или попутного направления;

4)коэффициент трения, определяемый состоянием поверх­ ности аэродрома и эффективностью тормозов. При изменении веса самолета длина посадочной дистанции меняется за счет посадочной скорости и скорости планирования

\

Подставляя значения Ппос и 1/пл в формулу (1.29), предста­ вим Апосд в следующем виде:

38

hp

Слагаемое q - ввиду его малости не оказывает существенного

влияния на /-посд при изменении веса. Следовательно, длина посадочной дистанции оказывается практически пропорцио­ нальной весу самолета. Каждый процент увеличения веса при­ водит к росту посадочной дистанции также на 1%, а при по­ садке с меньшим весом Lnocд сокращается.

Относительное изменение Ьпосл можно выразить:

представляет собой разность посадочных дистанций при фактическом и стандартном Значениях веса, а Д G — G$ — GCT

— разность фактического и стандартного весов.

Изменение температуры и давления воздуха приводит к из­ менению скорости планирования и посадочной. Уменьшение температуры приводит к росту плотности и уменьшению длины посадочной дистанции. Влияние давления приводит к противо­

Относительное изменение посадочной дистанции получим пос­ ле логарифмирования и дифференцирования полученного вы­ ражения.

39