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

При посадке с ветром встречного или попутного направления изменяются длины пробега и длина планирования — выдер­ живания. Посадочная скорость, вычисляемая относительно воздуха при наличии ветра, не меняется, а путевая скорость, определяющая длину пробега Плут, будет отличаться от Vnoc на величину скорости ветра - г IFcosр>(фиг. 16). В этом случае, считая среднее ускорение не зависящим от ветра, что практи­ чески имеет место, получим:

Знак «— относится к ветру встречного направления, а «+»

— к попутному.

При выполнении планирования, выравнивания, выдержива­ ния и парашютирования скорости VnJl и 1/Г10с не меняются в за­ висимости от ветра, так как выдерживаются летчиком отно­ сительно воздуха. Вследствие этого время выполнения этих этапов не изменяется. Однако за это время относительно земли самолетом будут пройдены различные пути в зависимости от скорости и направления ветра (фиг. 27).

40

В итоге при посадке против ветра длина посадочной дистанции сокращается, а при попутном ветре увеличивается.

Состояние поверхности аэродрома и эффективность тор­ можения колес сказывается на длине пробега самолета через изменение коэффициента трения / пР.Так, например, обледене­ ние взлетно-посадочной полосы приводит к снижению коэффи­ циента в 1,5—2 раза, к увеличению длины пробега на 30 ^ 50г)/о. Отказ тормозов при пробеге сопровождается умень­ шением коэффициента трения в несколько раз и соответствен­ ным увеличением длины пробега. Так, например, пробег само­ лета Ил-14 в случае отказа тормозов увеличивается примерно в 2 раза, достигая значения cv>1200 м, вместо 550 м, при нор­ мальном использовании тормозов.

Г Л А В А II

СРЕДСТВА УЛУЧШЕНИЯ ВЗЛЕТНО-ПОСАДОЧНЫХ ХАРАКТЕРИСТИК ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ

Современные летательные аппараты, имеющие высокие значения нагрузки на крыло, требуют значительных по разме­ рам взлетно-посадочных площадок, в связи с чем проблема уменьшения взлетной и посадочной дистанций является чрез­ вычайно важной. Особенно острей эта проблема является для околозвуковых скоростных и особенно сверхзвуковых само­ летов, крылья которых имеют малые удлинения и набираются из специальных скоростных профилей для получения удовлет­ ворительных характеристик на больших скоростях полета. Однако в условиях малых скоростей и больших углов атаки, соответствующих взлетно-посадочным режимам, крылья по­ добного типа имеют низкие несущие свойства, в результате чего сильно возрастают длины взлетной и посадочной дистан­ ций.

Применение обычной механизации в виде щитков, закрыл­ ков на треугольных крыльях малого удлинения, предназначен­ ных для сверхзвуковых скоростей, не дает возможности полу­ чить достаточно высокие значения Сушкс- В связи с этим в по­ следнее время большое внимание уделяется разработке новых средств увеличения подъемной силы крыла на взлете и посадке.

Рассмотрим различные методы улучшения взлетных харак­ теристик самолета. Для уменьшения длины разбега и взлетной дистанции в целом необходимо увеличить ускорение и умень­ шить скорость отрыва. Увеличение ускорения при взлете обыч-

41

Но достигается за счет кратковременного повышения мощ­ ности (тяги) двигателя за счет форсирования его режима. При работе двигателя на форсированном (взлетном) режиме тяга повышается на 20 ^ЗСН/о. Для более существенного увеличения тяги и ускорения при взлете весьма эффективным средством является использование стартовых ускорителей, представля­ ющих собой дополнительные двигатели жидкостно-реактив­ ного или порохового типа.

§ 1. Взлет с ускорителями

Целесообразность применения ускорителей обусловливает­ ся их сравнительно небольшим весом по отношению к началь­ ному весу летательного аппарата. Рассмотрим разбег лета­ тельного аппарата с применением ускорителей.

В общем случае время работы ускорителя может быть мень­ ше времени выполнения разбега. При этом сокращение длины разбега будет зависеть не только от величины дополнительного

42

Длина разбега без ускорителей равна:

Вычислим относительное уменьшение длины разбега, для чего отнесем A Lpy к общей длине разбега без ускорителя,

43

При заданном значении времени работы ускорителя ty отно­

сительное уменьшение разбега —~ увеличивается с ростом

скорости включения ГВкЛ, так как при одном и том же времени работы ускорителя

U

УВЪтЛ- \'„

Уу + Л

а следовательно, при постоянном значении разности Уаыкл—УВкл сумма 14ым + Утл возрастает.

На фиг. 29 приведена зависимость

АU £/.ру —---- —.Ьх

Г-р

от относительной скорости включения ускррителя при -р =0,1; Гр

0,2; 0,3 /у = j v Наибольшее сокращение длины разбега, оче­ видно, получается при Нвыкл = Нотр. В этом случае

0,5

0,4

0,3

0,2

0,1

44

Из приведенного анализа следует, что если время работы уско­ рителя меньше времени разбега, то включение его целесооб­ разно производить во второй половине разбега, а не с момен­ та старта. Увеличение времени работы ускорителя и его тяги приводит к интенсивному сокращению длины разбега. Если ускоритель работает в течение всего разбега, а тяга ускори­ теля превышает вес, то в этом случае можно осуществить так называемый точечный или безаэродромный старт летательного аппарата. Обычно подобный взлет осуществляется с направ­ ляющих стартовых устройств (фиг. 30).

Величина скорости и высоты в конце стартового участка определяется из условий возможности дальнейшего полета на основном двигателе, а также из соображений устойчивости и

,управляемости летательного аппарата. В частности, если в качестве основного двигателя применяется ТРД, а органами управления служат аэродинамические рули, то к моменту окон­ чания работы ускорителей летательный аппарат должен иметь скорость, при которой аэродинамические рули достаточно эф­ фективны. Если же маршевым служит прямоточный двигатель, то в процессе старта должна быть набрана скорость, при ко­ торой основной двигатель начинает давать тягу, обеспечива­ ющую дальнейший полет. Принимая во внимание эти обстоя­ тельства, будем считать значения скорости и высоты в конце старта заданными и обозначать НС1 и VrCT.

Рассмотрим типичный случай старта под углом к гори­

зонту. Обозначим (фиг. 30;:

Р — сила тяги основного двигателя, Ру — сила тяги ускорителя, в — угол наклона направляющих,

-fy — угол установки ускорителя.

45

Летательный аппарат может быть установлен под некото­ рым углом атаки а. Наиболее простым является установка с нулевым углом атаки а0. В этом случае Су = 0,а следовательно, составляющая веса должна уравновешиваться составляющей тяги ускорителя.

Руsin фу = G cos Н.

Проектируя силы на ось X, получим:

т= Ру cos сру + Р — Q — С? sin 0.

Поделив оба уравнения на вес, получим:

Здесь Ру и р — тяговооруженность ускорителя и основного

двигателя.

В том случае, когда скорость, набираемая при старте, не­ велика и определяется эффективностью рулей, лобовым со­ противлением допустимо пренебречь. Кроме того, можно счи­ тать значения ру и р постоянными, в силу малого изменения высоты и скорости. Тогда, интегрируя уравнение в пределах от

t — 0 до t = ty и от \/= 0 до V = V „ ,

получим:

V„ = £ (ру cos «ру + р —sin 0) ty.

Используя соотношение PyS in фу = cos0, определяем необходи­ мое значение тяговооруженности ускорителя ру :

Угол установки летательного аппарата 0 находим по извест­

46

Для оценки потребных зйачений цу рассмотрим следующий пример.

Определить ру, если 1/ст:=60 м/сек; Н „ = 25 м, р = 0,8, а время работы ускорителя ty = 3 сек.

Для старта под углом получаем:

+ 0 = 16°5О'; «ру = 32°30'; ру = 1,77.

При тех же данных цу при вертикальном старте равно 2,24.

Как видно из полученных результатов, значения потребных тяговооружениостей ускорителя больше единицы, т. е. тяга ускорителя в случае наклонного старта в 1,77, а при верти­ кальном старте в 2,24 раза больше веса летательного аппа­ рата. Выполнение вертикального взлета возможно и при мень­ ших значениях тяговооруженности ускорителей порядка 1,4. Однако при этом требуется наличие газовых рулей, так как, ввиду медленного роста скорости, аэродинамические рули ока­ зываются практически неэффективными.

§ 2. Взлет с регулированием направления тяги двигателей

Проведенные к настоящему времени исследования летных свойств перспективных самолетов показали целесообразность регулирования направления тяги для улучшения технико-экс­ плуатационных показателей самолетов. Для самолетов манев­ ренного класса изменение направления тяги может быть ис­ пользовано для улучшения маневренных свойств при выпол­ нении неустановившихся видов движения.

Отклонение тяги можно использовать для уменьшения ско­ рости отрыва, а следовательно, и длины разбега. Если при отрыве тяга отклонена на угол го относительно горизонта (фиг. 31), то в этом случае вертикальная составляющая тяги Py = £Psincp приводит к уменьшению скорости отрыва, так как

47

Коэффициент £ учитывает потери тяги при повороте. С другой стороны, из-за уменьшения горизонтальной составляющей тяги при наклоне уменьшается ускорение при разбеге, поскольку

. _сРсозф

Принимая тягу постоянной, равной среднему значению, получим:

Ввиду указанного влияния наклона тяги, очевидно, существует

выкладок пренебрежем влиянием коэффициента трения, что, однако, не скажется на полученном результате. В этом случае:

g^PcoscppSCyo-rpi; pCoscp

d L,р pSCyoTpgSPsiny

48

р ~

?2 -q sin ®oSCy0Tpg sin ф

goSCyowzPs,\n cp —gp'SСуотр-2^- соэ2ф—gp-SCyorp^ Q- Sin'2 = 0.

Поделив уравнение на gpSCy0TpiP, получим:

р

sin ъ —(sin'2 ф -f- cos'2 ф) -q §=0.

Отсюда получаем выражение для оптимального угла отклоне­ ния тяги

Полученный результат очень прост: оптимальный угол откло­ нения определяется только тяговооруженностью самолета С увеличением р отклонение тяги необходимо производить на

нении тяги, то

U - X = L рср^о '