книги из ГПНТБ / Динамика полета и конструкция крылатых летательных аппаратов

В этом случае часть избытка мощности тратится на увеличение кинетической энергии самолета, вследствие чего действительная ^вертикальная скорость оказывается меньше скорости V / , на создание которой при V nod —const затрачивается весь избыток

мощности. Если же < 0, т. е. скорость подъема с ростом

высоты уменьшается, то при этом часть кинетической энергии

V n od в зависимости от высоты, характерное для околозвукового самолета с ТРД, показано на фиг. 3.7.

250

Определив закон изменения вертикальной скорости с изме­ нением высоты полета Vy= Vy (H), нетрудно найти и время подъема на заданную высоту.

Имея в виду, что

_ dH

V y ~~ dt ’ ~

получим

н

При этом возможное минимальное время подъема на заданную высоту будет определяться величиной V ym ax , т. е.

н

dH

^ т! п

' у m a x

Интеграл в последней формуле в конечном виде не берется, поэтому его приходится вычислять методом графического или численного интегрирования.

В результате расчета времени подъема строится кривая за­ висимости t = t(H), иногда называемая барограммой подъема (фиг. 3.8). Эта зависимость является важной летно-тактической

том по горизонту (фиг. 3.9).

Траекторию подъема и путь, проходимый самолетом по го­ ризонту при подъеме, можно определить по1значениям Vy и Vn0d, полученным для разных высот.

251 .

Интегралы в формулах (3.27) и (3.28) вычисляются численным или- ' графическим интегрированием. В результате расчета строится траектория подъема, т. е. зависимость L — L(H).

Планирование крылатого летательного аппарата

Снижение КЛА производится, как правило, при неработаю­

G dV

— Q — G sin I

g di

(3.29)

0 = Y —G cos

252

Таким образом,,программа движения КЛА при планировании определяемая условием а. — анв, обеспечивает максимальную дальность планирования по горизонту. При этом

ния. При большой разности начальной и конечной высот плани­ рования Н 0 — Н, при планировании с больших высот и с боль­ шими начальными скоростями эта поправка может быть значи­ тельна по своей величине.

уменьшения скорости планирования, т. е. уменьшения кинети­ ческой энергии КЛА в процессе планирования, потенциальная энергия КЛА, а следовательно, и высота планирования умень­ шаются более медленно по сравнению с тем случаем, когда

V^=const.

Для цели расчета формулу (3.35) удобно преобразовать, вве­ дя понятие энергетической высоты Н 3, которая по физическому смыслу представляет полную энергию 1 кг веса КЛА и имеет размерность высоты, т. е.

V*

Нд—Н 4- —— м,

где Н — текущее значение высоты планирования. Отсюда

' ‘" • = ( , + т д а г ) " л

254

G_

S

Рн 0,7су нвМ ’

где принято c o s G~ l , с помощью таблицы СА определяются вы­ соты, на которых возможно установившееся планирование при этих скоростях.

Таким образом, определив для каждого числа М скорость и вы­ соту, а по фиг. 3.12 и kmox, на­ ходятся зависимости kmax—kmax (И), и V= V (//). На основе этих зави­ симостей рассчитывается и строится подынтегральная кривая kmax=

—ктах{На), изображенная на фиг. 3.13. Площадь под этой кри­ вой и определяет, как следует из формулы (3.36), искомую дальность планирования.

. При установившемся планирова-

НИИ ( З И для угла наклона

траектории и дальности планирования из формул (3.30) и (3.34) получаются следующие выражения:

265

' i g 9 = — i ,

Ho

LnA— <\f k d H = k{H t — H), при k = const.

н

Отсюда

1

tg Km — -

^-пл m a x — ^ m a x (^0 ^)*

Предельным случаем планирования является отвесное пики­ рование с 0 = —90°. Схема сил, действующих на КЛА в этом случае, показана на фиг. 3.14. Уравнения движения центра тяжести КЛА при отвес­

ном пикировании имеют вид:

лить скорость установившегося отвесного пикирования:

Отвесное пикирование может быть использовано для пора­ жения -неподвижных земных целен, так как при этом упро­ щается наведение КЛА на цель и повышается вероятность ее поражения. Помимо этого, затрудняется и перехват КЛА сред­ ствами ПВО, так как при отвесном пикировании достигаются значительные скорости.

§ 3.4. ВЗЛЕТ КРЫЛАТОГО ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА

набирает определенную высоту и скорость полета. Схема обыч­ ного взлета КЛА с ТРД изображена на фиг. 3.15.

Первым этапом взлета является разбег КЛА по взлетно-по­ садочной полосе (ВПП). Разбег КЛА вначале осуществляется-на

256

трех колесах, а затем по достижении скорости, при которой становится эффективным руль высоты, отрывается от земли но­ совое колесо (или хвостовое, в зависимости от схемы шасси), и дальнейший разбег совершается на основных колесах. К концу разбега КЛА разгоняется до скорости отрыва ( Vomp), при ко­ торой подъемная сила становится равной силе веса, и КЛА от­ деляется от земли.

Скорость отрыва примерно на 10—15% превосходит мини-,

водится дальнейший разгон до скорости, на которой КЛА имеет хорошую устойчивость и управляемость и, следовательно, обе­ спечивающей безопасный полет.

^ = и з - т тр

/ ■ Фиг. 3.15

КЛА с ТРД имеют значительные избытки тяг, поэтому раз­ гон на воздушном этапе взлета производится с одновременным набором высоты. Траектория движения центра тяжести КЛА в этом случае является криволинейной.

Для цели расчета и сравнения взлетных характеристик КЛА принято считать, что взлет заканчивается в тот момент, когда КЛА .наберет высоту стандартного препятствия Нет — 25 м, не­ обходимую для преодоления сооружений, расположенных вблизи аэродрома. На этой высоте КЛА должен обладать скоростью V6e.,, обеспечивающей дальнейшее безопасное движение.

К основным взлетным характеристикам КЛА относятся: ско­ рость отрыва Vomp, путь разбега и взлетная дистанция. Ниже рассматриваются метод расчета этих характеристик и влияние на них конструктивно-аэродинамических параметров КЛА.

Р а з б е г . Во времр разбега на. КЛА действуют: сила тяги дви­ гателя Р, сила лобового сопротивления Q, сила трения колес о зем­ лю F, сила веса G, подъемная сила' Y и нормальная составляющая реакция земли N.

Для приближенного расчета пути и времени разбега обычно схе­ матизируют разбег, считая, что весь разбег происходит на основ1

ных колесах. Схема сил, действующих на КЛА в этом случае, изо­ бражена на фиг. 3.16.

Проектируя эти силы на скоростные оси координат в предполо­ жении, что сила тяги направлена параллельно земле, уравнения дви­ жения КЛА при разбеге запишутся в следующем виде:

G d V

Р — Q — F —RycK

g d t

(3.37)

0—Y — G N

где F = F1+ F 2 и N = N t + N2.

Сила трения

F= f N = f ( Y — G),

г д е / —коэффициент трения, значение которого зависит от ха­ рактера и состояния поверхности аэродрома. Так, например, для сухого бетонного покрытия /=0,03-^0,04.

Из фиг. 3.17, где показано изменение касательных сил при из­ менении скорости в процессе разбега, следует, что ускоряющая сила RyCK, а следователь­ но, и ускорение разбега

получим

= 5-(Я0- Л

так как при V=0, Q— 0 и F = f G .

258

Зная среднее ускорение, можно определить времяразбега до^ скорости отрыва:•

на разбега. При уменьшении Суотр скорость отрыва увеличи­ вается, что также приводит к_ увеличению длины разбега. Уве­

личение тяговооруженности Р 9 сокращает путь разбега. Менее