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

Значение ; в зависимости от угла отклонения тяги относитель­ но оси двигателя срдв произведено на фиг. 32. Сокращение дли-

Фиг. 32.

ны разбега при отклонении тяги возрастает с увеличением

^Рф=0

уменьшается на 27,5<*/0, а при р = 0,6 уменьшение составляет уже 50%- Из приведенного анализа можно сделать вывод о целесообразности выполнения разбега с отклонением тяги

50

даже при сравнительно небольшом значении тяговооружен­ ности, причем в этом случае угол отклонения получается не­ большим (приу = 0,3 фопт= 17°). При таких значениях угла со можно не прибегать к регулированию направления тяги, а просто установить двигатель неподвижно под оптимальным утлом. Заметим, что поскольку угол 9 отсчитывается от гори­ зонтали, то установку двигателя по отношению к хорде крыла необходимо выполнить под углом 9дВ= 9 — аотр (фиг. 31).

При установке двигателя под углом уменьшается горизон­ тальная составляющая тяги. Однако при угле даже в 20° это уменьшение составляет только 6% и практически не сказы­ вается на параметры других режимов полета (крейсерский режим, максимальная скорость, скороподъемность).

При больших значениях тяговооруженности возникает не­ обходимость регулирования направления тяги в процессе раз­ бега и набора высоты после отрыва. Поскольку при разбеге отклоненная на большой угол струя создает добавочное со­ противление, то целесообразно увеличивать угол наклона та­ ким образом, чтобы расчетное его значение достигалось только к моменту отрыва.

Необходимо отметить, что при сравнительно больших зна­ чениях тяговооруженности взлет с использованием наклона тяги требует решения другой проблемы — обеспечения управ­ ляемости самолета на малых скоростях, в том числе и при вер­ тикальном отрыве, когда скорость равна нулю (режим висения). В этих случаях управление самолетом может осущест­ вляться при помощи струйных (газовых) рулей, так-как аэро­ динамические рули при малых скоростях не эффективны.

§ 3. Средства повышения подъемной силы

Наиболее распространенным средством увеличения подъ­ емной силы крыла на взлете и посадке является механизация крыла, выполненная в виде щитков, закрылков, предкрылков. Простой щиток (фиг. 34,а) представляет собой часть нижней поверхности крыла, отклоняющейся вниз.

При отклонении щитка возрастает давление на нижней и' разрежение на верхней поверхностях крыла, в результате чего подъемная сила на всех углах атаки увеличивается. Кроме того, между щитком и крылом образуется зона пониженного давления, что способствует отсасыванию пограничного слоя с верхней поверхности крыла. Для увеличения эффективности выполняются щитки с подвижной осью вращения (фиг. 34,6).

51

Такой щиток дает больший прирост подъемной силы, вследст­ вие увеличения эффективной площади крыла при его откло­ нении. Закрылок представляет собой отклоняющуюся хвосто­ вую часть крыла (фиг. 34,в). Для большей эффективности и уменьшения сопротивления выполняются щелевые закрылки (фиг. 34,г). Действие такого закрылка аналогично простому закрылку с той разницей, что воздух, проходя через щель меж­ ду крылом и закрылком, сдувает пограничный слой с закрыл­ ка и отсасывает его с верхней поверхности крыла, благодаря чему срыв потока затягивается до больших углов атаки.

Фиг. 34.

На некоторых самолетах для увеличения критического угла атаки применяются предкрылки (фиг. 34Д). При выдвижении предкрылка воздух, проходя в образовавшуюся щель, увели­ чивает скорость и сдувает пограничный слой с верхней поверх­ ности крыла, в результате чего критический угол атаки cytue-

52

ственно возрастает. На фиг. 35 и 36 приведены характеристики крыла с закрылками и предкрылками самолета Ан-2 и крыла Ил-18, снабженного закрылками.

Эффективность механизации зависит от целого ряда кон­ структивно-аэродинамических характеристик крыла (удлине­ ния, формы крыла в плане, сужения), а также от типа щитков

силы дают щитки (закрылки), расположенные по всему раз­ маху крыла. Однако по целому ряду причин такое размеще­ ние не всегда может быть осуществлено. Необходимо отметить, что при увеличении угла отлонения закрылков возрастает не только подъемная сила, но и лобовое сопротивление, что при­ водит к уменьшению ускорения при разбеге. Для самолетов с малой тяговооруженностью выпуск закрылков на большой угол может привести к столь сильному уменьшению ускоре-' ния, что, несмотря на уменьшение скорости отрыва, длина раз­ бега и 'взлетной дистанции увеличивается. В этом случае от­ клонение закрылков при взлете необходимо производить на меньший угол по сравнению с отклонением на посадке, а угол отклонения при этом определяется из условия получения ми­ нимальной взлетной дистанции.

53

Прирост коэффициента подъемной силы за счет отклонения выдвижных закрылков или щитков приближенно можно оце­ нить по формулам:

где к3 и кщ— коэффициенты, определяемые по фиг. 37 в зави­ симости от угла отклонения закрылка или щитка;

/з — угол стреловидности по линии 1/4 хорды закрылка

УОо3

где ДСу8э— производная прироста Су по углу отклонения закрылка (фиг. 39);

А— коэффициент, учитывающий размах закрылков

(фиг. 40).

54

о0,5

Фиг. 40.

5 5

Одним из новых способов увеличения подъемной силы кры­ ла является так называемый струйный закрылок (фиг. 41).

Газ, подаваемый внутрь крыла, вытекает через профилиро­ ванную щель в задней кромке, образуя упругую газовую пе­ лену, отклоненную на угол ъ Струя взаимодействует с набе­ гающим потоком и, подобно отклоненному щитку, перестраи­ вает картину обтекания, повышая давление на нижней и раз­ режение на верхней поверхностях крыла. Кроме этого аэроди­ намического эффекта на крыло действует сила реакции струй Ps. Ее составляющая на нормаль к скорости движения яв­ ляется дополнительной подъемной силой. Таким образом, коэффициент подъемной силы крыла со струйным закрылком складывается из аэродинамической и реактивной составля­ ющих

Фиг. 41.

Коэффициент подъемной силы будет равен

2 2

Как показывают исследования, значение коэффициента подъ-

56

генераторов закрылков могут быть использованы отдельные специальные малоразмерные двигатели, включаемые в работу на взлете и посадке. Выбор конкретной системы может быть произведен на основании всесторонней оценки преимуществ и недостатков того или иного метода обеспечения работы струй­ ных закрылков, а также исходя из требований, предъявляемых к взлетным и посадочным характеристикам самолета.

Кроме описанной системы струйных закрылков, больший эффект при одинаковых расходах газов дает комбинация струйных с обычными механическими закрылками (фиг. 43).

В этом случае при выпуске струи газа на верхнюю поверх­ ность закрылка сказывается дополнительный эффект сдува пограничного слоя с закрылка и отсоса его с верхней поверх­ ности крыла, за счет чего при прочих равных условиях подъем­ ная сила по сравнению со струйным закрылком оказывается большей. Для оценки коэффициента подъемной силы крыла

58

этого типа механизации можно воспользоваться следующим выражением:

Приведенное выражение справедливо для углов отклонения закрылков до 30°. При 33[>30° для расчета следует пользо­ ваться выражением:

Всреднем СУб_оз*0,1 ^0,2;

АСу,ъ— производные прироста Су по углу отклонения закрылка, определяемые по фиг. 44.

(А Су13— кривая 1для различных ). иАСу2* по кривой 2);

Значение суммарного Су определяется как Су = Су«а -f-А Суз, где а берется для случая взлета или посадки.

Скорость отрыва при взлете и посадочная скорость при на­ личии струйных закрылков или закрылков со сдувом с верх-

59