книги из ГПНТБ / Алтухов В.А. Основы аэродинамики летательных аппаратов

самолетах применяются так называемые тормозные гйитки, устройство которых может быть .весьма разнообразным. Чаще всего они представляют собой отклоняющиеся части боковой поверхности фюзеляжа (фиг. 15.14). Поставленные под большим

6

ст>рю изменяется высота полета, а следовательно, и плотность воздуха. В этом случае задачу о 'пикировании следует решать с учетом изменения плотности воздуха и скорости пикирования.

§ 5. ДАЛЬНОСТЬ И ПРОДОЛЖИТЕЛЬНОСТЬ ПОЛЕТА

Дальностью полета называется расстояние, которое может пролететь самолет или иной летательный аппарат относительно земли в данном направлении при условии, что траектория его. полета все время находится в одной и той же вертикальной плос­ кости. Дальность полета зависит от общего запаса топлива GT, кг и режима полета, определяющего километровый расход топ­ лива Ск, кг,1км.

Продолжительность полета — время непрерывного нахожде­ ния летательного аппарата в воздухе — зависит также от общего запаса топлива GT и режима полета, определяющего часовой расход топлива См кг/час.

Задачи по определению дальности и продолжительности полета могут быть весьма разнообразны. Большинство задач связано с определением наибольшей дальности и наибольшей продолжительности полета. В инженерной практике также имеют место задачи об определении запаса топлива, необходимого для

•выполнения данного задания, об определении тактической даль­ ности группы самолетов, о выборе оптимальных режимов полета, обеспечивающих минимальные расходы топлива, об определе­ нии радиуса действия .и другие.

422

Исходными для решения различных задач являются характе­ ристики так называемой т е х н и ч е с к о й д а л ь н о с т и полета, под которой подразумевается дальность полета одиноч­ ного самолета, выполняющего полет в вертикальной плоскости, Рри условии, что режим полета (изменение скорости полета и высоты при подъеме, горизонтальном полете' и снижении) обес­ печивает минимальные расходы топлива и полет происходит до полной выработки топлива.

Не излагая сложных вопросов об определении оптимальных режимов полета, обеспечивающих наибольшую дальность и про­ должительность полета, ниже рассмотрим лишь задачу об опре­ делении дальности и продолжительности полета при условии, что нам известны законы изменения скорости от высоты полета и характеристики авиационной силовой установки. Последние определяют зависимости тяги Р и удельного расхода топлива Ср (расход топлива на один килограмм тяги двигателя в час) от высоты и скорости полета.

Дальность полета летательного аппарата L складывается из расстояний, которые он пролетает относительно земли при наборе высоты снижении Z.CH, если последнее происходит при поле­ те по маршруту, и длины горизонтальных участков полета Zrop г

при наборе высоты, может быть определен, если известны законы изменения скорости подъема V и вертикальной скорости подъ­ ема V,, по высоте Я.

Перемещение по горизонтали за время dt будет равно:

Весь путь, проходимый летательным аппаратом за время набора высоты, равен:

U

Используя график зависимости У„(Н) (фиг. 15.10), можно определить время t, потребное для набора высоты Я, и построить барограмму полета — зависимость H(t). В c^imom деле, так как

н

I/ - Ш . то

уdt

423

Выполняя интегрирование в пределах от И — 0 до различных высот Н, можно получить зависимость H(t) (фиг. 15.15) . С помо1-

видно, 'что площадь, ограниченная ;кр,ивой ^ па5(^), осями коор­ динат и прямой, параллельной оси ординат и проходящей через точку {tH, 0), и определит искомую величину Lua6.

Вес топлива, который будет израсходован за время подъема,' будет равен:

GTнаб= f ср (V , Н ) Р ( V, Н ) d t = f c p (0 Р (t) d t

Дальность полета при движении по горизонтальной траекто­ рии зависит от количества топлива Отгор, предназначенного на горизонтальный полет, и от километрового расхода топлива, равного

Здесь С0 и G1 — соответственно вес летательного аппарата в на­

чале и в конце участка горизонтального полета. Интеграл для определения Lrop может быть вычислен-графическим путем, так как все величины, входящие в подынтегральное выражение, мо­

424

гут быть для данной скорости К-ор и даниой высоты полета Я представлены как функции веса' G летательного аппарата.

Продолжительность полета на горизонтальном участке пути ^гор определяется из аналогичных соображений и будет равна:

Путь, проходимый летательным аппаратом за время сниже­ ния Lcн и время снижения ^сн> можно определить так же, как и при подъеме. Приближенно, считая, что снижение осуществляет­ ся в режиме планирования,

Lch- H K .

и

Время снижения ^сн =

§ 6. КРИВОЛИНЕЙНЫЙ ПОЛЕТ В ГОРИЗОНТАЛЬНОЙ плоскости

Вираж самолета

Виражом называется движе­ ние оамолета или иного лета­ тельного аппарата по криволи­ нейной траектории в горизон­ тальной 'плоскости. Искривление траектории происходит под дей­ ствием горизонтальной состав­ ляющей подъемной силы Y sin у (фиг. 15.1-8), образующейся при накренении самолета на угол у.

Боди скорость, .высота полета и угол крена самолета ори вира­ же не меняются по величине и отаутствует .скольжение, то ви­

Для того чтобы движение са­ молета при вираже осуществля­ лось в горизонтальной плоскости

425

Горизонтальная составляющая подъемной силы равна цен­ тробежной силе инерции

Уравнения (15.18) (15.20) позволяют получить все харак­ теристики правильного виража.

Перегрузка при вираже.

Радиус и время правильного виража

Перегрузкой в каком-нибудь направлении называется отно­ шение суммы проекций на это направление аэродинамических (внешних) сил, включающей в себя и силу тяги двигателя, к силе веса летательного аппарата.

Перегрузкой при вираже называется отношение подъемной силы к силе веса

Y

п = — .

Непосредственно из уравнения (15.18) следует, что перегрузка при правильном вираже

то выражение для определения радиуса виража можно предста­ вить в виде

426

Время полного виража

(15.23)

Скорость и тяга при вираже

Скоррсть, потребную для выполнения виража, можно опреде­ лить из уравнения. (15.18)

откуда

Тяга, потребная для преодоления лобового сопротивления

при вираже, согласно уравнению (15.20) и формуле (15.24) равна:

(15.25)-

Предельные виражи. Полученные выше зависимости радиуса и времени правильного виража от скорости и перегрузки (крена) являются общими зависимостями и не характеризуют маневрен­ ных свойств конкретного самолета. Самолет может совершать вираж лишь во вполне определенном диапазоне скоростей. При очень малых скоростях виража будут слишком велики потреб­ ные значения с,„ которые невозможно получить в полете. При больших скоростях увеличение с„ и, следовательно, угла атаки,, требуемое для создания перегрузки, вызовет рост сопротивления, и тяга Р, потребная для его преодоления, может оказаться боль­ ше тяги располагаемой Р р. Наконец, перегрузка на вираже огра­ ничивается запасом прочности летательного аппарата или физио­ логическими возможностями летчика.

Виражи, выполняемые с максимально возможными значе­ ниями перегрузки при данных значениях скорости, называются, п р е д е л ь н ы м и .

Для определения границ правильных предельных виражей ■необходимо дополнительно к кривым потребных и располагаемых тяг для горизонтального полета, пользуясь формулами (15.24) и (15.25), построить кривые потребных тяг для выполнения виража с разными перегрузками (фиг. 15.19).

Линия а — 6 на фиг. 15.19 соответствует максимально допу­ стимому значению с„, называемому безопасным (су без= 0,85Су max)-

Эта линия дает границу, определяющую для каждой перегрузки (угла крена) минимальное значение скорости виража V. При;

427’

дальнейшего увеличения перегрузки (крена) и, следовательно, для сокращения радиуса виража невозможно.

Точки пересечения кривых Рр(У) и P(V) соответствуют максимальной скорости выполнения виража при различных пе­ регрузках (углах крена). Кривая P p [ V ) — граница виражей то тяге (линия с — d ) .

Границы предельных виражей (линия а — b — с — d) вместе с кривой потребных тяг для горизонтального полета P rn(V) опре­ деляют поле возможных виражей для данного самолета.

Так как с ростом высоты уменьшается располагаемая тяга двигателя, то будет уменьшаться и область возможных виражей. Очевидно, что на статическом потолке установившийся вираж невозможен.

§ 7. КРИВОЛИНЕЙНЫЙ ПОЛЕТ В ВЕРТИКАЛЬНОЙ ПЛОСКОСТИ

Принимая, что направление силы тяги совпадает с направ­ лением скорости полета, уравнения (15.3) неустановившегося движения летательного аппарата в вертикальной плоскости { фиг. 15.20) вдожно записать в следующем виде:

Интегрируя эту систему уравнений движения, можно опреде­

428

лить практически все интересующие нас характеристики движе­ ния: траекторию движения, скорость, перегрузку и др.

Ниже рассмотрим лишь некоторые основные элементы криво­ линейного движения.

Вход и выход из пикирования

Искривление траектории при вводе самолета в пикирование осуществляется за счет центростремительной силы G cos в — У. Радиус кривизны при вводе самолета в пикирование (фиг. 15.21) при У — G cos 9 < 0, как это следует из уравнения (15.27),’ оп­ ределяется выражением

У

где п = — перегрузка при криволинейном движении.

G

Фиг. 15.21

Так как отрицательные перегрузки, допустимые'для человек чвошго организма, невелик (п — —. L — -2), то радиус кривиз­ ны траектории летательного аппарата, пилотируемого человеком, при вводе в пикирование в основном определяется скоростью ввода в пикирование.

429

При выводе самолета из пикирования (фиг. 15.22) подъемная сила У больше по величине составляющей силы веса GcosW. Искривление траектории происходит под действием центростре­ мительной силы, равной У — G cosW.

зависит от средней скорости движения по траектории и вели­ чины максимально допустимой перегрузки.

Уменьшить величину потерянной при выходе из пикирования высоты АЯ можно путем снижения скорости пикирования, используя для этой цели воздушные тормоза.

§ 8. ПРОСТРАНСТВЕННОЕ МАНЕВРИРОВАНИЕ САМОЛЕТА

Пространственное маневрирование самолета состоит из выше­ рассмотренных элементов криволинейного полета в горизонталь­ ной и вертикальной плоскостях и поворотов самолета относи­ тельно продольной оси.

Петля самолета. Одной из основных фигур, элементы которой

Петлей (фиг. 15.23) называется неустановившееся движение самолета в вертикальной плоскости по траектории, имеющей форму петли.

Полет по петлеобразной траектории возможен при наличии постоянно действующей центростремительной силы. Ввод в петлю

430

осуществляется обычно при достаточно большой скорости поле­ та, близкой к максимальной. При увеличении угла атаки подъём­ ная сила становится больше веса (точка А), и траектория дви­ жения искривляется. При движении самолета по восходящей ветви петли составляющая силы веса G sin 0 вместе с лобовым сопротивлением Q становится больше, чем сила тяги Р, поэтому скорость .самолета по траектории уменьшается, вследствие чего уменьшается и величина подъемной силы. Для увеличения подъ-

У

G

Фиг. 15.23

емной силы, необходимой для дальнейшего искривления траек­ тории, летчик продолжает увеличивать угол атаки. Величина радиуса кривизны в любой точке петли может быть найдена по формуле (15.29). Так, например, для верхней точки петли

g ( n + 1)

До верхней точки петли сила веса самолета является тормозя­ щей силой, в нисходящей ветви — силой, ускоряющей движение. После верхней точки радиус кривизны постепенно' увеличивает­ ся, скорость возрастает, самолет выводится из пикирования.

Расчеты показывают, что осуществление петли возможно лишь при условии, что скорость самолета при вводе в петлю будет достаточно велика. Она должна быть в 1,6 -г- 2,2 раза боль­ ше VminМаксимальная перегрузка на петле достигает значения 4 н- 5 при вводе и несколько меньшей величины при выводе.