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

Маневры, выполняемые самолетом

для одновременного изменения высоты и направления полета

Боевой разворот (фиг. 15.24) служит для изменения направ­ ления полета на 180° с одновременным набором высоты Н. Для выполнения боевого разворота летчик на режиме максимальной скорости вводит самолет в разворот и одновременно переводит самолет на подъем. Самолет при этом движется по сильно вытя­ нутой восходящей спирали. В конце разворота крен уменьшается и самолет переводится в режим горизонтального полета.

Полупетля с переворотом (фиг. 15.25) служит также для изме­ нения направления полета самолета на 180° с одновременным набором высоты и представляет собой комбинацию первой поло­ вины петли с поворотом самолета относительно 'Продольной оси на 180° (переворот). Достигнув верх­ ней точки петли, самолет из поло­ жения вверх колесами делает пере­ ворот и выходит, таким образом, в горизонтальный полет. Для выпол­ нения полупетли с переворотом не­ обходимо, чтобы скорость при вво­

половины петли. Служит для разво­ рота на 180° с Одновременной потерей высоты и увеличением1ско­ рости полета. Потеря высоты «при выполнении переворота через крыло зависит от скорости ввода «в переворот и скорости и пере­ грузки при выводе самолета из «переворота.

432

§ 9. ВЗЛЕТ САМОЛЕТА

Полет самолета обычной схемы становится возможным при достижении им минимальной скорости, при которой подъемная сила становится равной весу самолета. Следовательно, самолет может оторваться от земли лишь после разбега, сопровождаю­ щегося разгоном до скорости отрыва

Р Scy 0Тр

Здесь су 01], — значение коэффициента подъемной силы самоле­ та в момент отрыва от земли.

Взлет самолета (фиг. 15.27) состоит из следующих основных этапов: разбега, выдерживания и подъема с дальнейшим разго­ ном до достижения безопасной высоты полета /7без. Чем меньше энерговооруженность самолета P/G, тем больший участок выдер­ живания требуется для достижения безопасной скорости набора

высоты. Для самолетов с ТРД участок выдерживания практи­ чески отсутствует, потому что достаточный избыток тяги обеспе­ чивает одновременно разгон самолета и уравновешивание состав­ ляющей силы веса G sin при подъеме. Дальнейшее увеличение скорости у самолетов с ТРД осуществляется и после достижения и,м бевапасмой высоты. Таким образом, взлетсамолета с ТРД можно считать состоящим из этапов разбега и разгона с одно­ временным набором вь1соты.

В том случае, если тяга, развиваемая двигателем, больше веса самолета (Р > G), может быть осуществлен и вертикальный взлет самолета или другого летательного аппарата.

Для осуществления предварительного разбега самолета и

^-взл == ^-разб Ч- ^-наб-

Разбег самолета. Кроме уже рассмотренных ранее, сил тяги Р, лобового сопротивления Q, подъемной силы У и веса самолета G, при разбеге самолета по земл$ на него действуют составляющие силы реакции земли N и силы трения колес о землю F.

На фиг. 15.28 изображена схема сил, действующих на само­ лет, имеющий трехколесное шасси с носовым ^олесом.

Усилие на носовую стойку в обычно применяемой трехколес­ ной схеме шасси не превышает 10—15% от полной силы реакции земли N. А так как большая часть разбега самолета осущест­ вляется с приподнятым носовым колесом, то при расчете длины разбега Lpa36 с достаточ­ ной степенью точности можно считать, что дви­ жение самолета по земле с самого начала происхо­

мая, что сила тяги двигателя Р направлена параллельно земли,

Сила трения пропорциональна силе реакции земли N и равна:

F = f N ~ f ( G - Y ) ,

где f — коэффициент трения колес о землю при качении. Подставляя это выражение в уравнение (15.33), получим

то уравнение (15.34) можно представить в виде

434

Выполнив указанное интегрирование, например, графическим методом, можно определить длину разбега самолета.

Для приближенной оценки влияния отдельных параметров на длину разбега самолета будем считать, что Q — /Ул* 0 и что тяга двигателя при разбеге остается постоянной. При таких допуще­ ниях

1/2

Чг " '

Согласно формуле (15.31) для р = 0,125 кг. сек* (плотность воз-

g

ьу отр

( £ - > )

Анализ этой приближенной формулы показывает, что при данной

G

удельной нагрузке на крыло — в основном сокращения длины

5

разбега самолета можно добиться путем увеличения энерговоору­ женности самолета (за счет увеличения стартовой тяги двигате­ лей) и увеличения коэффициента подъемной силы крыла при взлете.

Подъем самолета с разгоном. Второй участок взлета самолета с ТРД — набор высоты при одновременном увеличении скорости полета. Уравнения движения самолета на этом участке взлета {фиг. 15.29) имеют вид:

Поскольку угол 0 при подъеме с разгоном изменяется медленно,

Анализ этого выражения также показывает, что наиболее эффективным средством, уменьшающим длину участка разгона Lnaa, является увеличение стартовой тяги двигателя, что может

быть достигнуто за счет применения форсажа двигателя и допол­ нительных стартовых пороховых или жидкостно-ракетных двига­ телей.

§ 10. МЕХАНИЗАЦИЯ КРЫЛА САМОЛЕТА

Для увеличения максимального значения коэффициента подъ­ емной силы £'ута.с в условиях взлета и.посадки применяются раз­ личные аэродинамические средства, называемые обычно механи­ зацией крыла.

Основными типами механизации кры­ ла, применяющимися на .самолетах, яв­ ляются щитки-закрылки и закрылки различных типов.

Щиток-закрылок (фиг. 15.30) пред­ ставляет собой отклоняющуюся часть нижней поверхности крыла у его задней кромки. Если ось вращения щитка при его отклонении перемещается к задней кромке крыла, то такой щиток называет-, ся в ыд в и ж и ы м.

436

Закрылок (фиг. 15.31) — отклоняющаяся хвостовая часть крыла. Для повышения эффективности закрылок может выпол­ няться в ы д в и ж н ы м . Угол отклонения щитка £щ достигает 50 — 60°, угол отклонения закрылка несколько меньше и обычно не превышает 40—45°. Щитки и закрылки располагаются по всему размаху крыла, не занятому элеронами.

Отклонение щитка или закрылка приводит к увеличению кри­ визны профиля крыла, что вызывает увеличение разрежения над крылом и повышение давления под крылом, а следовательно, и увеличение подъемной силы крыла при данном угле атаки. Сме­ щение щитка или закрылка назад дает дополнительное увеличе-

г ~ — Простой закрылок

Щелебой закрылок

тишнои закрылок

ние подъемной силы за счет увеличения площади крыла в плане. На фиг. 15.32 приведены кривые су (а) для профиля крыла при

неотклоненном щитке-закрылке с отклоненным щигпкомзакрылком.

Чаще всего между крылом и передней частью закрылка соз­ дается профилированная щель (в этом слуйае закрылок назы­ вается щ е л е в ы м ) . При наличии профилированной щели про­ ходящая через нее струя воздуха препятствует возвратным тече­ ниям воздуха в пограничном слое из-за больших положительных градиентов давления, благодаря чему срыв, потока с верхней поверхности крыла и закрылка затягивается на большие, чем при нещелевом закрылке, углы атаки и углы отклонения закрылка.

Сравнительную оценку эффективности рассмотренных выше типов механизации можно дать на основе нижеследующих дащ ных (см. табл. 15.1), полученных опытным путем для нестрело-

437

видных крыльев большого удлинения, на которых механизация была установлена по всему размаху крыла.

Наряду с увеличением подъемной силы щитки и закрылки вызывают большой рост лобового сопротивления, в особенности при больших углах отклонения (фиг. 15.33). При взлете Для уменьшения длины разбега самолета необходимо, чтобы наряду с большим приростом подъемной силы сопротивление было бы по возможности меньше. С этой целью при взлёте щитки и закрылки отклоняются на меньший угол, чем при посадке.

У крыльев, которые для уменьшения коэффициента волнового сопротивления на сверхзвуковых скоростях имеют острую перед­ нюю кромку, срыв потока на верхней поверхности начинается при весьма малых углах атаки (7 -г- 10°). Отклонение носовой части крыла на небольшой угол вниз (фиг.. 15.34) приводит к затягива­

нию срыва потока на большие углы

Рассмотренные выше средства механизации, применяемые на крыльях скоростных самолетов, имеющих большую стреловид­ ность и малое удлинение, обладают значительно меньшей эффек­ тивностью по сравнению с аналогичными средствами механиза­ ции нестреловидных крыльев больших удлинений. Эффективность механизации особенно резко снижается у крыльев с большой стреловидностью (50 и более градусов) на углах атаки, близких к критическому. Так, например, у треугольного крыла с удлине­ нием X = 3,0, отклонение щитка—закрылка на 60° уже практи­ чески не дает прироста су шах •

Управление пограничным слоем. Эффективным средством уве­ личения подъемной силы крыла самолета на взлете4и посадке ' является применение различных систем управления пограничным слоем крыла. К числу наиболее рациональных относится так называемый « сдув » п о г р а н и ч н о г о с л о я п е р е д з а к р ы л к о м .

При отклонении закрылка на угол больше 15—20° интенсив­ ность увеличения подъемной силы быстро замедляется вследствие того, что на верхней поверхности закрылка происходит отрыв потока (фиг. 15.35), тем более интенсивный, чем больше угол отклонения закрылка. При сдуве плоская струя воздуха выходит с большой скоростью из щелевого сопла, расположенного впе­

438

реди закрылка (фиг. 15.35,6), и увлекает медленно движущийся у поверхности крыла воздух, ликвидируя отрыв потока и восста­ навливая безотрывное обтекание. •

Реактивный закрылок. Более значительное увеличение'подъ­ емной силы крыла при посадке и взлете можно получить за счет реактивного действия струи газов воздушно-реактивного двига­ теля. Эта струя должна вытекать из длинной узкой щели, распо­ ложенной вдоль задней кромки крыла, под некоторым углом к направлению движения самолета (фиг. 15.36,а). Действие этой струи на внешний поток подобно действию обычного закрылка, ввиду чего такой тип механизации получил название «реактив­ ного закрылка».

требуются большие энергетические затраты, сравнимые с затра­ тами на продвижение самолета в нормальном полете, что свя­ зано с большими техническими затруднениями.

Существенного увеличения подъемной силы крыла при срав­ нительно небольших затратах можно добиться путем совмест­ ного использования обычного закрылка и реактивной струи, вытекающей из задней кромки отклоненного закрылка (фиг. 15.36,6), или, как уже отмечалось выше, применением сду­ ва на верхней части отклоненного закрылка.

Для повышения несущих свойств крыла на взлете и посадке возможно применение различных комбинаций обычной механи­ зации крыла и систем управления'пограничным слоем.

§ П. ПОСАДКА САМОЛЕТА

При посадке самолет снижается с некоторой высоты с мини­ мально возможной тягой и у земли, переходит в горизонтальный полет, во время которого летчик уменьшает скорость, непрерывно увеличивая угол атаки. В конце этого этапа подъемная сила ста­ новится меньше веса. Самолет снижается и касается земли. Посадка заканчивается пробегом по земле, во время которого самолет постепенно теряет ско'рость и останавливается.

439

Посадка самолета состоит из следующих этапов (фиг. 15.37): планирования, выравнивания, выдерживания, парашютирования (приземления) и пробега. Расстояние по горизонту, которое при этом проходит самолет, называется посадочной дистанцией.

Дальность планирования с заданной высоты /7без, т. е. длина горизонтальной проекции траектории планирования с углом сни­ жения 0. равна:

tg 0

При этом следует иметь в виду, что качество К должно быть определено для самолета с выпущенными щитками или закрыл­ ками в посадочном положении, а также и с тормозными щит­

ками.

Этап выравнивания — полет по криволинейной траектории,'

в горизонтальном полете над землей с постепенным снижением перед приземлением.

Уравнения движения для этапа выдерживания (фиг. 15,38) можно представить в виде

т d V = - Q; G

d t

440