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

ней noBepxHocfH определяется из уравнения:

Y — G-t]P sin (аотр + Фдв) == О,

С у пос

Значения Суотр и Суп0с в этом случае определяются в соот­ ветствии с видом применяемой механизации по формулам

(2.6) и (2.7).

§ 4. Средства уменьшения длины пробега при посадке

Кроме описанных выше средств механизации крыла, умень­ шающих посадочную скорость, длину пробега можно сокра­ тить, применяя различные тормозные устройства. К таким средствам относятся тормозные парашюты, выпускаемые пос­ ле приземления (фиг. 45), аэрофинишеры и реверсирование тяги при пробеге.

При выпуске тормозного парашюта увеличивается сила лобового сопротивления, а следовательно, и отрицательное ускорение пробега упр. Эффективность парашюта зависит от его площади и конструкции. Кроме того, дополнительная сила лобового сопротивления парашюта пропорциональна

60

■скоростному напору, а поэтому эффективность парашюта палает с уменьшением скорости при пробеге.

Дополнительное сопротивление парашюта при текущем значении скорости можно выразить:

где Схпар — коэффициент лобового сопротивления парашюта, отнесенный к его площади SnaP (миделю).

Для приближенной оценки длины пробега можно считать, что среднее значение ускорения / српар равно половине максималь­

а длина пробега самолета с использованием парашюта

V2

т^ ______ упос________

В среднем применение парашюта на современных самолетах позволяет сократить длину пробега на 30 ^Збо/о. Так например, пробег самолета Ту-104 с парашютами сокращается с 1400 до 1100 м. В некоторых случаях для сокращения длины пробега применяются аэрофинишеры, устанавливаемые в конце взлет­ но-посадочной полосы. Обычно эти устройства используются в качестве аварийных средств торможения при отказе посадочной механизации и тормозов, при посадке самолета сразу же после взлета, когда вес значительно превышает его нормальное по­ садочное значение, а также при необходимости посадки само­ лета на ограниченную по длине полосу (посадка на палубу).

61

Аэрофинишер состоит из захватывающего устройства и тормозящей системы, поглощающей кинетическую энергию са­ молета (фиг. 46).

При расчете длины пробега с использованием аэрофини­ шера необходимо, чтобы максимальная перегрузка в направ­ лении оси X при торможении не превосходила допустимого значения, определяемого с точки зрения физиологии организ­ ма, либо прочности отдельных наиболее нагруженных частей

Л

Фиг. 46.

самолета. Кроме этого, может решаться обратная задача: при заданной длине пробега определяется перегрузка и усилия, возникающие в тросах аэрофинишера. Уравнение движения самолета после захвата его тросом аэрофинишера можно за­ писать в виде:

P dS = ~ d{V ?).

Заменяя Р через усилие в тросе Q и выражая cos а через S я Я, получим:

Интегрируя в пределах от 5 = 0 до S = S„aкс и от Vnoc до И=0,

62

получим:

2Q (V s* + /Я - Н) = ^ К ,о с 2 = §~g V„J.

Полученное уравнение в зависимости от условий может быть разрешено относительно Змакс или Q. Если требуется опре­ делить длину пути торможения Знаке при ограничении пере­ грузки, равной п у доп, то, принимая во внимание, что

нии в тросах Q = 14600 кг.

Наиболее эффективным и удобным в эксплуатации средст­ вом сокращения длины пробега является реверс тяги двига­ телей. Реверсирование осуществляется путем отклонения струи газа в сторону, противоположную движению под углом г. Вследствие отклонения струи появляется отрицательная со­ ставляющая тяги Р р е в , за счет которой длина пробега может быть значительно сокращена. Увеличение угла отклонения струи приводит к росту составляющей тяги, но одновременно с этим растут и потери энергии струи газа за счет ее пово­ рота. Кроме этого, при повороте на углы порядка 170 ^ 180° крыло самолета и другие детали самолета обдуваются потоком горячих газов противоположного направления (обратная об­ дувка), а также возникает опасность попадания газов вместе с пылью во входное устройство двигателя. В связи с этим, углы отклонения струи нецелесообразно делать не более 140^150°. Расчет длины пробега самолета с реверсом тяги допустимо производить по среднему ускорению. Уравнение движения при пробеге будет иметь вид:

— PpeBcos(a + cpaB) — Q — Qрев — F = m dV .

63

где Ррев — проекция тяги на ось двигателя при реверсиро­ вании:

(?рев — дополнительное сопротивление, создаваемое ре­ версированной струей;

Фдв — угол установки оси двигателя по отношению к хорде крыла.

Отрицательная тяга, создаваемая реверсером, зависит от режима работы двигателя, угла отклонения струи, а также от конструктивных параметров реверсера. Значение реверсиро­ ванной тяги можно вычислить, применяя теорему об изменении количества движения (фиг. 47).

место потери кинетической энергии, которые могут быть оце­ нены коэффициентом потерь s, зависящим от конструкции ре­

64

версивного устройства и угла поворота струи. Наиболее до­ стоверные значения коэффициента потерь при повороте могут быть получены опытным путем. Примерная зависимость \ для определенной конструкции реверса приведена на фиг. 48. Значение скорости истечения через реверсивное устройство И^рев можно выразить следующим образом:

WptB= W i .

Проекция ИТрев на ось двигателя будет равна

Г р е в X= W \ C O S е .

Подставляя полученное выражение в формулу (2.8), получим:

Ррев = — /Дсек (— v^; cos S + V).

Как показывают исследования, при изменении скорости дви­ жения самолета в пределах от 0 до V — 100^ 120 М/сек се­ кундный расход газа дгсек через двигатель увеличивается весь­ ма незначительно, так что с достаточной степенью точности (порядка 3^5%)!) можно считать расход газа постоянным, равным расходу при нулевой скорости тсек^ т йВК0- В этом случае выражение для Ррев можно записать в следующем виде:

Р0 — тяга двигателя при Н = 0 .

Р.

Фиг. 49.

Приближенный расчет длины пробега самолета с примене­ нием реверса тяги может быть проведен по среднему значению ускорения. При расчете следует учесть увеличение сопротив­ ления самолета за счет отклонения струи. Суммарный коэф­ фициент лобового сопротивления при пробеге будет равен:

66

где ДСХмех — прирост коэффициента лобового сопротивления за счет механизации (щитков, закрылков пред­ крылков) ;

ДСХШ— прирост коэффициента лобового сопротивления за счет шасси;

ДСХрев — прирост коэффициента лобового сопротивления за счет реверса.

Относительное значение - у ;-— определяется по фиг. 50.

'-'Х О

е*а 60 во юо /20 HtO <вй в0

Фиг. 50.

Подставляя значение СХпр в уравнение движения при про­ беге, получим:

p V % Q d

Среднее ускорение при пробеге определяется как полусумма начального и конечного ускорений:

/ с р рев — 0 ,5 ( /нач + У кон)?

67

Длина пробега с применением реверса определяется по фор­ муле:

Vпос -

'п р Р*в - 2/ , ср рев

Длина пробега самолета с использованием реверса тяги тем меньше, чем больше тяговооруженность самолета р0Еще большего сокращения длины пробега можно добиться путем применения так называемого асимметричного реверса тяги, при котором большая часть газа через реверсивное устройство направляется в нижнюю часть. В результате при этом способе появляется не только осевая отрицательная тяга, но и нор­ мальная составляющая PRy, за счет которой уменьшается по­ садочная скорость, а следовательно, и длина пробега. Таким образом, за счет использования энергий газов турбореактивнсго двигателя (применение струйных закрылков, реверса, а также комбинации этих средств) можно существенно сокра­ тить длину пробега и посадочной дистанции, что ведет к улучшению технико-эксплуатационных и экономических по­ казателей самолетов.

Дальнейшим развитием проблемы улучшения взлетно-по­ садочных характеристик является создание специальных ле­ тательных аппаратов вертикального взлета и посадки. Реше­ ние этой задачи требует разработки достаточно мощных си­ ловых установок, способных развивать тягу, превосходящую

68

вес Самолета и, с другой стороны, имеющих небольшое значе­ ние удельного веса для сохранения приемлемой весовой от­ дачи. Как было разобрано выше, для некоторых типов лета­ тельных аппаратов специального назначения безаэродромный старт (вертикальный или £ наклонных направляющих) может быть осуществлен с помощью стартовых ускорителей без зна­ чительного увеличения веса основной силовой установки. Одна­ ко этот метод не решает проблемы вертикальной посадки и, кроме того, такой вид старта, ввиду значительных осевых пе­ регрузок, не может быть приемлем для тяжелых транспортных

итем более пассажирских самолетов.

Внастоящее время уже разработано несколько типов ле­ тательных аппаратов, обладающих способностью вертикаль­ но взлетать и совершать посадку, сохраняя обычное горизон­ тальное положение фюзеляжа. В качестве силовых установок подобных летательных аппаратов используются ТРД и двига­ тели с винтами. Одна из возможных схем вертикально-взлета- ющего самолета с ТРД приведена на фиг. 51.

Для создания вертикальной тяги на режимах взлета и по­ садки имеется устройство, отклоняющее струю газов вниз. При наборе необходимой высоты путем регулирования устройства перепуска газов создается горизонтальная тяга, за счет кото­ рой самолет разгоняется и переходит к режиму горизонталь­ ного полета. Для обеспечения управляемости, ввиду неэффек­ тивности аэродинамических рулей, система управления имеет газовые рули, обеспечивающие управление самолетом и ба­ лансировку моментов на малых скоростях, в том числе и на режимах висения.

69