книги из ГПНТБ / Павловский К.М. Практическая аэродинамика и динамика полета летательных аппаратов учебное пособие

Из этей формулы видно, что длина разбега зависит от эксплуа­ тационных и конструктивных факторов.

§ 74. ЗАВИСИМОСТЬ ДЛИНЫ РАЗБЕГА ОТ ЭКСПЛУАТАЦИОННЫХ ФАКТОРОВ

Из этой формулы видно, что основными эксплуатацион­ ными факторами, влияющими на длину разбега,являются: взлетный вес, сила тяги, температура и давление воздуха, ветер,угол атаки при отрыве , наклон и состояние взлетной полосы.

Использование форсажа, повышающего тягу на 25 %, сокращает длину разбега по твердому покрытию на 20+25 %. Если форсажная

тогда, когда воздушная скорость (скорость самолета относитель­ но воздуха) достигает определенного значения, равного Vor(, «Одна­ ко ветер изменяет скорость аппарата относительно взлетной по­ верхности, увеличивая ее или уменьшая, а вместе с этим увели­

при максимально-допустимом режиме двигателя. Если тормоза недостаточно эффективны, то двигатель дросселируют . С на­

Преждевременный подъем колеса может повлечь заброс угла атаки до опасных значений, а попытка парировать его мо­ жет вызвать продольную раскачку самолета. Опасным может быть и поздний подъем колеса.

При разбеге на основных колесах угол атаки доводится до«СвГр и, как только скорость несколько превысит скорость отрыва, самолет, плавно отделяется от полосы. При велосипедном шасси на переднюю стойку приходится до 50 % весовой нагрузки, вследствие чего самолет при разбеге не реагирует на откло­ нение ручки управления до отрыва. Это требует строгой фик­ сации ручки в положении, при котором после отрыва самолет имеет слабую тенденцию к опусканию носа.

После отрыва летчик уточняет балансировку. Если же ручка будет в другом положении, то после отрыва самолет проявляет тенденцию к взмыванию или к уменьшению угла атаки, что одина­ ково опасно.

У самолетов с велосипедной схемой шасси может оказаться так, что оперение не способно создать достаточной аэродинамиче^ ской силы для создания угла атаки с£0ТР*Тогда применяют различные конструктивные мероприятия. Например, выбирают такую компоновку самолета, при которой разбег выполнялся бы с уг­ лом атаки, равным оС0гр ; применяют систему, автоматически

- 236 -

увеличивающую угол атаки до оСотр при достижении скорости отрыва путем удлинения носовой стойки (система вздыбливания) или путем укорачивания задней стойки (система приседания); используют комбинацию двух описанных выше способов.

Впроцессе подъема носового колеса может возникать тенденция

кразвороту, вызываемая гироскопическим моментом ТРД и ТВД, который действует, однако, кратковременно.

Вслучае нарушения путевого равновесия у самолета с носо­ вой стойкой создается стабилизирующий момент за счет действия боковых сил трения Z K , вызванных "юзом" вследствие воз­

дестабилизирующий момент, но он невелик.

Если же носовая стойка управляема, то дестабилизирующий момент будет создаваться и носовым колесом, что требует от летчика повышенного внимания к своевременному устранению тенденции к развороту, во избежание потери путевой устойчивости и управ­ ляемости. Для недопущения сноса самолета боковым ветром не­ обходимо позже поднимать носовое колесо и выполнять взлет с Подрывом" . Ветер (боковой) вызывает увеличение силы 2 к на подветренной стойке и уменьшение ее на наветренной, что вле­

чет неравномерный износ пневматиков (особенно при велосипед­ ном шасси). Для борьбы с ветром надо отклонять ручку управле­ ния в наветренную сторону.

-237 -

§76. СПОСОБЫ УЛУЧШЕНИЯ ВЗЛЕТНЫХ ХАРАКТЕРИСТИК

САМОЛЕТА Основными способами улучшения взлетных характеристик

ва используются общеизвестные способы механизации крыла,

атакже система управления пограничным слоем (УПС), изменяе­ мая геометрия крыла и повышение вертикальной составляющей тяги Ру . Большие перспективы ожидаются от применения струйных закрылков.

ство и среднее ускорение разбега. По этой причине отклонять закрылки на большой угол для улучшения взлетных характеристик

(рис. 7 .5 ) .Этот способ мо­ жет повышать Су в несколь­ ко раз, благодаря возник­ новению двух нормальных

сти,вызванной струей (струя действует как эжектор).

Рис. 7.5

щелевые закрылки и предкрылки . Скорость отрыва (и посадоч­ ная скорость) при малых углах стреловидности в этом случае

снижается на 4-0-70 %, что сокращает разбег ( и пробег)

(располагаемой продольной перегрузки ПКр ) достигается форсированием двигателя, применением стартовых ускорителей (СПРД) и использованием аэродромных ускорителей.

Для максимального увеличения эффекта от применения уско­

Такое заключение подтверждается следующим.Если ускорите­ ли работали в течение времени fvc^,T о путь, пройденный за это время Lpy^Vcp-tyeK • Пусть общее ускорения,сообщенное са­ молету ускорителши вместе с маршевыми двигателями, jijeK.cp • Тогда прирост скорости при включенных ускорителях будет

Если бы разбег был без ускорителей, то такое увеличение ско­ рости произошло бы за время

уск ■

Путь, пройденный при этом,был бы

Следовательно, сокращение длины разбега, вызванное ускори­ телям ^ будет

-239 -

ЛL = LF- L ^ b t KK( ^ f f - l ) -

виде катапульт и других устройств, сообщающих самолету ускоре­

требуется достаточно длинная катапульта, что неудобно,

Для сокращения длины катапульты увеличивают составляющую тяги Ру , а также оснащают летательные аппараты (самолеты в первую очередь) всеми современными средствами механизации крыла и системами УПС (управление пограничным слоем).

Улучшение проходимости самолета рассматривается в § 85.

§.77. РАЗБЕГ И ВЫХОД НА ЭВОЛЮТИВНУЮ СКОРОСТЬ САМОЛЕТОВ УКОРОЧЕННОГО ВЗЛЕТА И ПОСАДКЙ(СУВП)

Основным отличием самолета укороченного взлета от обычного является возможность поворота вектора тяги в вертикальной плос­ кости, а также наличие наряду с аэродинамическими и газодинами* ческих органов управления, которые позволяют управлять самоле­ том при очень малой поступательной скорости ( в первом прибли­ жении, меньшей 120-130 км/час по прибору), когда аэродинамиче­ ские рули неэффективны.

- 240 -

Наиболее широко применяемыми способами поворота вектора тяги являются: поворот струи реактивного двигателя посред­ ством поворотных сопел (рис. 7 .6) и применение подъемных дви-

угла поворота вектора тяги при различных тяговооруженностях по сравнению с длиной разбега без поворота тяги приведено в таб­ лице 7.1 .

к разгону с набором высоты. При разгоне СУВП, имеющего равную

-241

§78. ВЗЛЕТ САМОЛЕТОВ ВЕРТИКАЛЬНОГО (ТОЧЕЧНОГО) ВЗЛЕТА И ПОСАДКИ ( СВВП или СТВП)

Если тяговооруженностъ летательного аппарата больше еди­ ницы и он иыеет устройство для поворота вектора тяги на угод

П - составная силовая установка, включающая двигатели для маршевого полета и специальные подъемные двигатели; первые создают составляющую тяги f* , а вторые -R ,; во многих схемах маршевые двигатели создают и значительную часть силы

Ру 5

Ш- различные агрегаты усиления вертикальной тяги: вентиля­ торы и эжекторы, приводимые в действие газовой струей маршево­ го двигателя при взлете или посадке; в качестве маршевого двигателя могут применяться обычные или двухконтурные ТРД с поворотными соплами; вентиляторы и эжекторы устанавливают­ ся в крыльях и фюзеляже.

Наиболее широкое применение в настоящее время имеют первые две группы силовых установок.

Траектория взлета СВВП принципиально отличается от траектории взлета обычного самолета и определяется условиями, в которых осуществляется взлет. Старт принципиально возможен даже из скрытых стоянок типа шахт. Выход на безопасную высоту Нбез