книги из ГПНТБ / Лигум Т.И. Некоторые особенности аэродинамики турбовинтового самолета [учебное пособие]

нии. В дальнейшем на пробеге после погашения скорости самолет плавно опускается на нос и передняя стойка касается земли.

Посадочная скорость самолета определяется по следующей формуле:

Коэффициент 0,95 берется при расчете ввиду того, что влияние земли уменьшает посадочную скорость, которая практически может быть меньше минимальной скорости, соответствующей максималь­ ному коэффициенту подъемной силы. Значение посадочных скоро­ стей для современных турбовинтовых самолетов составляет 180— 190 км/час и только для турбовинтовых самолетов со стреловидны­ ми крыльями посадочная скорость доходит до 250 км/час и боль­ ше. Некоторые турбовинтовые самолеты имеют ограничения в по­ садочном весе. Это требование диктуется необходимостью умень­ шения прямой нагрузки на шасси. Кроме того, для самолетов со стреловидными крыльями уменьшение посадочного веса диктуется необходимостью снижения посадочной скорости для получения нормальной длины послепосадочного пробега.

Для уменьшения посадочного веса в случае необходимости со­ вершить посадку ранее намеченного времени на некоторых тур­ бовинтовых самолетах со стреловидными крыльями устанавли­ вается аварийный слив топлива в полете.

Использование на посадке больших углов атаки (11—13°) для увеличения суП0С. и уменьшения посадочной скорости ограничи­ вается длиной и формой фюзеляжа, который при этих углах мо­ жет задеть за землю хвостовой частью.

После касания земли начинается последний участок— пробег самолета, который заканчивается остановкой самолета или пере­ ходом к рулению. Путь, проходимый самолетом от точки касания колесами земли до момента остановки самолета, называется дли­ ной пробега. Длина пробега самолета зависит от посадочной ско­ рости и торможения на пробеге.

Небольшие посадочные скорости и большие ускорения торможе­ ния, создаваемые винтами и тормозами, уменьшают пробег само­ лета до 800—1200 м и, конечно, не требуют посадочных пара­ шютов.

Расстояние от точки, где высота полета составляет 25 м, до ме­ ста остановки самолета после пробега называется посадочной ди­ станцией.

79

§ 3. ТОРМОЖЕНИЕ ВИНТАМИ НА ПОСЛЕПОСАДОЧНОМ ПРОБЕГЕ САМОЛЕТА

На турбовинтовых самолетах для уменьшения длины пробега

кроме торможения колесами применяется аэродинамическое тормо­ жение винтами. При таком торможении мощность двигателя не

используется. На некоторых поршневых самолетах обратную тягу винта получают в результате такого поворота лопастей, при кото­ ром их угол атаки становится отрицательным. Винты, у которых возможен такой поворот лопастей, называются реверсивными.

Применение реверсивных винтов на поршневых самолетах с целью увеличения тормозящей силы и уменьшения длины пробега самолета показало большую эффективность такого способа тормо­ жения. При работе в режиме ре­

дается масло в полость малого шага и винт переходит на ср0. Тре­ угольник скоростей, представленный на рис. 67, показывает схему образования сопротивления Р и его изменение за время пробега самолета.

Рекомендуется вначале производить торможение винтами внут­ ренних силовых установок, а затем внешних. При этом в случае несинхронного снятия с упора разворачивающий момент будет наименьшим.

Величина максимального тормозного усилия составляет 2000— 2500 кг, а для очень мощных двигателей может доходить до 5000 —

6000 кг.

На рис. 67 видно, что позднее снятие винта с упора не дает зна­ чительного сопротивления и торможение будет неэффективным. В этом и состоит главное отличие эффекта торможения винтами на турбовинтовых двигателях за счет перевода лопастей на фо, где со­ противление получается только при достаточно большой скорости движения самолета, от системы реверса, используемой на некото­

80

рых поршневых самолетах, когда сопротивление (обратная тяга) может быть создано при любой скорости движения.

После снятия винтов с упора рекомендуется для уменьшения длины пробега пользоваться тормозами колес. На большинстве современных самолетов, для уменьшения износа покрышек при торможении на пробеге ставят автоматы торможения, которые в

Рис. 67. Изменение тормозного усилия винта и скорости самолета при пробеге с винтом, снятым с упора.

случае превышения момента торможения над моментом сцепления покрышек с взлетно-посадочной полосой автоматически выклю­ чают торможение колеса и тем самым устраняют скольжение за­ торможенного колеса по грунту, когда происходит интенсивное истирание покрышек.

§ 4. ОСОБЕННОСТИ ПОСАДКИ С ОДНИМ И ДВУМЯ ОТКАЗАВШИМИ ДВИГАТЕЛЯМИ НА ОДНОЙ СТОРОНЕ КРЫЛА (ВИНТЫ ОТКАЗАВШИХ ДВИГАТЕЛЕЙ УСТАНОВЛЕНЫ ВО ФЛЮГЕРНОЕ ПОЛОЖЕНИЕ)

При посадке с одним неработающим двигателем планирование и посадка ничем не отличаются от посадки с исправными двигате­ лями.

Разворот самолета за счет несимметричной тяги легко пари­ руется рулем поворота.

После касания земли необходимо плавно убрать газ всем рабо­ тающим двигателям на «земной малый газ», а затем производить торможение винтами симметрично работающих двигателей (1—4 или 2—3). В главе I (рис. 10) было рассмотрено, что перевод

Г л а в а VII. ВИРАЖ ТУРБОВИНТОВОГО САМОЛЕТА

Правильным, установившимся виражом называется полет само­

лета в горизонтальной плоскости с постоянным радиусом, ско­ ростью, углом атаки, углом крена и без скольжения в какую-либо сторону. Вираж без соблюдения хотя бы одного из приведенных

условий называется неправильным или неустановившимся. Напри­ мер, если вираж выполняется с постоянным углом атаки, но при

этом меняется угол крена, то такой вираж будет неустановившимся. При вираже с внутренним скольжением нос самолета отклонен во внешнюю сторону, а при вираже с внешним (наружным) сколь­ жением нос самолета отклонен во внутреннюю сторону относитель­ но касательной, проведенной к окружности виража. На рис. 6 8 показано положение самолета при трех возможных случаях вира­ жа. При правильном вираже ось самолета л'—х совпадает с направлением скорости, направленной по касательной к окружно­ сти радиуса г, описываемой самолетом. При вираже с внутренним

скольжением между осью самолета х—х и направлением скорости образуется угол (3. При этом самолет скользит на внутреннее крыло по отношению к виражу, т. е. на левое крыло. При выполнении виража с наружным скольжением ось самолета х—х направлена внутрь окружности, описываемой самолетом, который скользит па внешнее крыло по отношению к виражу.

Рассмотрим силы, действующие на самолет при вираже. Для выполнения виража и вообще всякого криволинейного движения с постоянной или переменной скоростью необходимо так называе­ мое центростремительное (направленное к центру кривизны траек­

83

ная сила, искривляющая траекторию и направленная к центру кри­ визны траектории, т. е. центростремительная сила.

Чтобы увеличить подъемную .силу, необходимо увеличить скорость самолета при условии сохранения угла атаки или увели­ чить угол атаки при сохранении скорости. Скорость самолета уве­

85

личивается на вираже по сравнению со скоростью горизонтального полета в отношении

Увеличение скорости достигается увеличением тяги двигателей. Обычно углы крена для турбовинтовых самолетов составляют на больших высотах 15—20°. Это объясняется следующим.

Полет на больших высотах 8000—9000 м происходит на сравни­ тельно больших углах атаки и стало быть на больших Сут. п.- По­ этому допустимая максимальная перегрузка уменьшается до 1,5—■ 2 единиц. Это вызывает уменьшение угла допустимого крена.

В итоге сильно возрастает радиус виража.

Чтобы рассчитать радиус и время разворота, необходимо знание

приборной скорости 450 км/час. При этом радиус виража по срав­ нению с земным при той же УПриб. увеличивается вдвое. При вы­ полнении виража на малых высотах у земли с приборной скоро­

V = 450 км/час = 125 м/сек.

Время виража может быть определено по следующей формуле:

ЬиР. =0,64- - ~ вир— сек. tg 7

Формула показывает, что время виража зависит от скорости в меньшей степени, чем радиус, увеличиваясь прямо пропорциональ­ но ей, и меняется, как и радиус, обратно пропорционально танген­ су угла крена. Например, время виража, выполняемого со ско­ ростью 360 км/час и углом крена 30°, составляет

t — 0,64 — — = 111 сек. 0,576

86

При угле крена 15° время виража 238 сек. Время виража на высоте 8000 м при приборной скорости 360 км/час (истинная 505 км/час) и угле крена 15° составляет

= 334 сек.

Определим мощность, потребную для виража AfBIIp.

так как Рвир. = Рг. п. а, т. е. потребная тяга при вираже больше тяги при горизонтальном полете. Сделав преобразования, получим выражение для потребной мощности

N вир. — N г. п. • у п6‘ .

Формула показывает, что потребная мощность виража зависит от тех же факторов, что и потребная мощность горизонтального полета и, кроме того, от угла крена. С увеличением крена потреб­ ная мощность виража возрастает в еще большей степени, чем по­

чивается в 1,06 раза, при крене в 30° — в 1,25 раза, а при крене в 60°—в 2,83 раза.

При выполнении виража на турбо­ винтовом самолете с четырьмя двига­ телями особенно сильно выражено дей­ ствие гироскопического момента, кото­ рый по сравнению с поршневыми само­ летами усиливается здесь за счет вра­ щающихся частей двигателя — турбин и компрессоров. Гироскопический момент приводит к тому, что самолет на вираже

нии носа — к развороту вправо; при повороте влево самолет стре­ мится опустить нос, а при повороте вправо — поднять его.

Направление вращения самолета под действием гироскопиче­ ского момента можно определить по схеме, указанной на рис. 70. Внутри круга черные стрелки показывают направление движения носа самолета, а внешние стрелки, направленные в сторону вра­

87