книги из ГПНТБ / Донов А.Е. Динамика полета летательных аппаратов

нию к правильному виражу, как это имело место в предыдущем варианте, а к достижению v mlnzn за конечный промежуток вре­

мени. При дальнейшем понижении (относительно области воз­ можных виражей) линии Q = Рр (v) этот новый класс программ расширяется, а класс программ, приводящий к другим движе­ ниям, наоборот, сужается.

Когда линия Q = Pp(v) располагается настолько низко, что перестает пересекать область возможных виражей, существует только класс программ, приводящих к vminzn, а все другие

классы исчезают совсем. В данном случае любой горизонталь­ ный вираж осуществляется с уменьшающейся скоростью и по прошествии более или менее продолжительного, но конечного промежутка времени прекращается из-за падения скорости до

вершающего вираж по инерции за счет накопленного запаса кинетической энергии.

Для дозвуковых летательных аппаратов горизонтальный ви­ раж выше статического потолка или вираж по инерции почти не имеет практического значения из-за малой его продолжи­ тельности. Малая же продолжительность получается благодаря

должительность виража на высотах, превышающих статический потолок, может быть сделана также достаточно большой. Что же касается высот выполнения виража, то они в данном случае могут в несколько раз превосходить статический потолок.

§ 12. ВИРАЖ СО СКОЛЬЖЕНИЕМ

Виражом со скольжением называется вираж, сопровождаю­ щийся скольжением на крыло. При выполнении любого виража одно полукрыло летательного аппарата всегда направлено к

181

центру кривизны траектории, а другое — от центра. Если сколь­ жение производится на полукрыло, направленное к центру кри­ визны траектории, оно называется внутренним, при скольжении же на крыло, направленное от упомянутого центра, — внешним.

Влияние скольжения на движение центра тяжести аппарата состоит в том, что оно создает дополнительные аэродинамиче­ ские силы, действующие на аппарат, и изменяет взаимное рас­ положение векторов тяги и скорости.

При значительных кренах и малых углах скольжения пре­ небрежение скольжением приводит к сравнительно небольшим относительным погрешностям в определении параметров виража.

Фиг. 136

Но при малых кренах, когда искривление траектории невелико, скольжение влияет на характеристики виража не меньше, чем сам угол крена. В данном случае скольжение оказывает влия­ ние главным образом на центростремительную силу, вызываю­ щую искривление траектории. Для того чтобы выяснить, в чем состоит это влияние, рассмотрим горизонтальный вираж со скольжением, но без крена.

Из фиг. 136 ясно видно, что при выполнении такого виража

центростремительная сила F создается боковой аэродинамиче­

ской силой Z и нормальной составляющей силы тяги Рп, которые всегда действуют в одном направлении. Таким образом,

182

Г Л А В А IX

ВЗЛЕТ И ПОСАДКА ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ

§ 1. ВЗЛЕТ С РАЗБЕГОМ

шись в воздух, он, продолжая разгоняться, начинает постепенно набирать высоту. После того как аппарат приобретет доста­ точно большую скорость полета и поднимется на некоторую минимальную безопасную высоту, предохраняющую его от уда­ ра о наземные аэродромные сооружения, взлет считается закон­ ченным. При этом минимальная безопасная высота принимается

184

воздушным участком и заканчивающийся точкой С достижений высоты Нст. Общая длина участка АС' называется взлетной дистанцией. Ее мы в дальнейшем будем обозначать через Z.s.a*.

При взлете с разбегом может быть использован различный тип шасси: шасси с носовым колесом, шасси с хвостовым коле* сом, велосипедное шасси, многоколесное шасси (с использванием колесных тележек) и т. п. Применение того или иного типа шасси вызывает появление своих специфических особенностей в общей картине взлета. Однако, несмотря на наличие этих особенностей, взлет с разбегом имеет общие характеристичен ские черты, одинаковые для всех типов шасси. На их исполь* зовании основаны общие методы расчета взлета с разбегом. По* этому в последующих параграфах нами будет дан анализ этих общих характеристических черт.

Скорость отрыва

Рассмотрим вначале простейший случай разбега, когда тягй

Р горизонтальна. Благодаря действию этой тяги скорость аппа* рата в процессе разбега непрерывно возрастает. Но до тех пор, пока подъемная сила не достигнет значения, равного весу, аппарат движется по земле. Практической минимальной ско* ростыо, при которой возможен отрыв аппарата, является практи* ческая минимальная скорость горизонтального полета вблизи земли:

(304)

где супд— предельно допустимое значение коэффициента су

при полете вблизи земли и с учетом используемой при взлете механизации.

Возрастающая скорость движения аппарата в какой-то мо* мент времени достигает значения, равного v min2M. Однако это

еще не означает, что в данный момент аппарат отрывается от земли. Отрыв произойдет лишь в том случае, когда в момент достижения скоростью v значения, равного v minln, аппарату придан такой угол атаки, при котором

Су = Су п . д ‘

При меньшем угле атаки в рассматриваемый момент времени подъемная сила будет меньше веса, разбег будет продолжаться и отрыв наступит при скорости

185

и при

(350)

Это другое значение скорости, при которой наступает отрыв, может быть очень велико, если в процессе разбега аппарату придается небольшой угол атаки.

Таким образом, вполне определенной скорости, при которой на­ ступает отрыв аппарата, не существует. Однако разбег в большин­ стве случаев стараются осуществить таким образом, чтобы полу­ чить наименьшие возможные значения длины и времени разбега. Этого можно достигнуть только тогда, когда отрыв происходит на

ростью отрыва и обозначают через vomp, хотя более правильным было бы называть его минимальной скоростью отрыва и обо­ значать через ,vompmin. Соответствующее же значение с = с шд

обозначают через суотр. В новых обозначениях получим

В расчетах коэффициент суотр обычно определяют как не­ которую часть коэффициента сутах, найденного с учетом влия­ ния земли и используемой при взлете механизации:

мент, когда нарастающая скорость движения станет равна vomp, создать угол атаки, соответствующий су = суотр. В противном случае отрыва при скорости v = vomp не произойдет. Так как летчик не может управлять самолетом абсолютно точно, дей­ ствительное значение су в момент достижения скоростью зна­ чения, равного vomp, почти всегда несколько отличается от суотр . Поэтому в фактических значениях скорости отрыва одного и того же самолета наблюдается некоторый „разброс”, даже при одних и тех же условиях взлета.

Если в процессе разбега тяга Р не горизонтальна, а состав­ ляет с горизонтом угол а + адв (фиг. 138), то в момент отрыва подъемная сила будет равна не весу аппарата, а разности

G — P sin(a + cpae).

186

Поэтому в данном случае для получения формулы, связываю* щей v omp и суотр, нужно в правую часть соотношения (351) вставить вместо G рассматривае­

мую разность при значении *= а-отр {**отр— угол атаки, соответствую­

щий су отрУ-

2 ° — Р sin(a+ сра„)

v отр

Р с у отр

(353)

Программа разбега

Мы уже убедились в том, что для отрыва аппарата при до­ статочно малой скорости следует в момент отрыва придать аппарату достаточно большой угол атаки. Между тем разбег начинается при стояночном угле атаки, который может быть невелик. Поэтому в общем случае в процессе разбега должно

лесом наибольшее значение угла атаки создается сразу, еще до начала разбега, при стоянке на земле (фиг. 139). В процессе разбега этот угол может уменьшаться и затем опять увеличи­ ваться при помощи вращения самолета вокруг оси основных

187

Эти зависимости мы будем называть программами разбега. Та или иная программа разбега осуществляется либо летчиком при

Фиг. 141

помощи отклонения органа продольного управления (руля вы­ соты, стабилизатора), либо специальным механизмом, например механизмом изменения длины стоек шасси, В дальнейшем мы будем преимущественно рассматривать программу в виде зави­ симости а или су от скорости V.

Если отрыв производится при v = vomp, то программа разбега с, = c y(v) должна быть задана таким образом, чтобы

так как в противном случае отрыва при v = vomp не произойдет.

изводная будет либо положительна, либо равна нулю. Если она положительна, то это означает, что в момент отрыва самолет будет обладать угловой скоростью вращения в направлении увеличения угла атаки. Так как всякий самолет обладает инер­ цией вращения, то наличие названной угловой скорости приве­ дет либо к уменьшению имеющегося допустимого запаса су, либо к выходу самолета на закритические углы атаки со всеми вытекающими отсюда последствиями. Это неблагоприятное яв­

188

ление называется „вздыбливанием” самолета. Оно не будет иметь места, если при v — vomp

бражена на фиг. 142, а.

Если программное увеличение угла атаки осуществляется при помощи механизма удлинения стоек шасси, то оно может быть начато в любой момент времени после начала разбега. Совсем иначе обстоит дело в том случае, когда рассматриваемое уве­ личение угла атаки осуществляется отклонением рулевой по­

верхности (летчиком или механизмом). Покажем это на примере самолета с носовым колесом.

При стоянке самолета на земле его вес вызывает давление переднего и задних колес на землю. В начальный момент раз­ бега, когда тяга Р доводится до своего максимального значе­ ния, а аэродинамические силы еще равны нулю, это давление несколько перераспределяется: у одних колес оно увеличивается, у других уменьшается. Вначале разбега аэродинамические силы, действующие на самолет, малы. Поэтому они не сразу могут существенно изменить силы давления колес на землю, и все колеса оказываются прижатыми к ней. На этом этапе разбега

свои колеса.

Так как на рассматриваемом этапе разбега самолет движется поступательно, без вертикальных перемещений центра тяжести, то сумма моментов всех сил (включая аэродинамические силы

189