книги из ГПНТБ / Динамика полета и конструкция крылатых летательных аппаратов

значительное влияние на Lpas6 оказывает характер поверхности аэродрома с твердым покрытием, так как коэффициент трения/

в этом случае мал по сравнению с Р0, который для некоторых современных КЛА имеет значение, близкое к единице.

Вместе с ростом скорости полета у КЛА значительно воз­

росла и удельная нагрузка . Одновременно с этим уменьшился

,с.уmax, а следовательно, и суот/>, так как применяемые на око­ лозвуковых и сверхзвуковых КЛА крылья малых удлинений и большой стреловидности имеют более худшие несущие свойства по сравнению с крыльями больших удлинений малой стреловид­

ности. Увеличение и уменьшение суотр у современных вы-'

сокоскоростных КЛА привели к увеличению их скорости отрыва и длины разбега, несмотря на большие значения коэффициента тяговооруженности. Поэтому проблема сокращения длины раз­ бега современных КЛА, а вместе с ней и всей взлетной дистан­ ции, является в настоящее время весьма актуальной.

Наиболее эффективным средством сокращения длины разбега является кратковременное увеличение тяги путем форсирования двигателя либо путем использования стартовых ускорителей в виде пороховых или жидкостных двигателей. Стартовые уско­

Уравнения движения КЛА в скоростной системе координат

Для расчета воздушного этапа взлета также необходимо знать программу движения. В качестве такой программы может быть принята зависимость cy{V), конкретный характер которой опре­

препятствия достигается очень быстро, причем скорость движе­ ния КЛА в конце взлета будет мало отличаться от Vomp. В этом

—су г п— —Т7Г >т0 будет иметь место горизонтальный разгон вблизи рУ

земли. Следовательно, для вывода КЛА в конце взлета на вы­ соту стандартного препятствия с безопасной скоростью V6ез не-

260

261,

Так как

d H ~ VsinQ dt<

J t p

то, интегрируя это уравнение в пределах от Н = О до Н = Н ст

и от V = V omp до V = V6e3, имеем

В последнем соотношении искомой величиной является V*.

ставлена на фиг. 3.19. Приняв Нст = 2Ъ и и g - ^ 10 м[сек2, по­ лучим

делить значение ~ б‘3 > а следовательно, и V6et.

V ,от р

262

Тогда

Точечный взлет крылатого летательного аппарата (взлет «с места»)

При значительной тяговооруженности, когда тяга двигателя пре­ вышает вес КЛА, возможен взлет с места, без разбега. Такие КЛА не нуждаются для взлета во взлетной полосе, так капе взлет может быть произведен со специальных стартовых установок с 'Места вер­ тикально или под некоторым углом наклона траектории к горизонту.

х

Фиг. 3.20

Вертикальный взлет возможен и без использования стартовой уста­ новки, представляющей сравнительно сложное и громоздкое соору­ жение, если КЛА имеет хвостовую опору, позволяющую поставить его для старта в вертикальное положение, либо в случае, когда КЛА имеет поворотные щвигатели, тяга которых в момент старта может быть направлена вверх.

Для более быстрого набора безопасной высоты полета и пере­ хода к нормальному управляемому полету при взлете с места ис­ пользуются, так же как й в случае обычного взлета, дополнительные

263-

стартовые двигатели-ускорители. Стартовые ускорители могут быть различным образом ориеттироИаны относительно продольной оси» КЛА, в результате чего часть силы тяги, создаваемой стартовыми ускорителями, может быть использована на уравновешивание силы веса, а другая часть силы тяги — на разгон КЛА по наклонной тра­ ектории (фиг. 3.20).

Рассмотрим методы расчета начального этапа точечного взлета.

взлете подъемная сила должна быть равна нулю

Силы Рр и Q в общем случае изменяются с изменением скорости и высоты полета, a G

действия конец вертикального взлета будет определяться моментом начала перевода КЛА в криволинейный подъем с заданной програм­ мой движения, обеспечивающей вывод КЛА на заданную скорость и высоту полета. Для пилотируемых летчиком КЛА конец взлета мо­ жет определяться значением высоты или скорости полета, на кото­ рых КЛА следует переводить в обычный безопасный управляемый полет.

264

вления наклонного взлета КЛА должен быть установлен под н-еко* торым углом тангажа так, чтобы проекция суммарной силы тяги на вертикаль уравновешивала силу веса. .Выполнение этого условия обеспечивается также выбором направления силы тяги ускорителей» линия действия которой при любом ее направлении для облегчения продольной балансировки КЛА должка проходить через центр тя­ жести КЛА.

При прямолинейном взлете должны быть уравновешен^ проекции сил на направление нормали к траектории движения. Это условие имеет вид:

скорость, при которой возможен нормальный управляемый по­ лет. Такой скоростью можно считать скорость, равную скорости

265;

Из форйул (3.49) и (3.53) можно получить выражение для определения тяги ускорителей, потребной для достижения в мо­ мент окончания работы ускорителей t = tycK заданной скорости

V .„ : _______________________________________

Р , „ = / cos-» + ( ^ - P p„ + 5 f|v .> „ + Sm 8) 1.(3.54)

Величина потребной тяги ускорителей, как следует из фор­ мулы (3.54), зависит от угла тангажа 9.

Интегрируя уравнение

d_H_ = 1/ sin ft, dt

долучим зависимость высоты полета КЛА от времени при взлете:

9 6 6

так как

t = V .

Используя формулу (3.55), можно определить высоту конца взлета при заданных &, VUJt и te3A = tycK:

_ sin & v

** взл — О V 01' ЛtycK

либо решить обратную задачу, т. е. определить угол тангажа, при котором скорость Ve3A при t = tycK достигается на заданной безопасной высоте Н 6ез,

Особое значение при решении проблемы взлета с места приобре­ тают вопросы обеспечения управляемости и стабилизации полета КЛА на участке взлета. Ввиду того, что скорость полета КЛА при взлете мала, обычные аэродинамические рули и стабилизирующие поверхности КЛА малоэффективны, поэтому они не обеспечивают требуемой управляемости и устойчивости КЛА. По этой причине для обеспечения управляемости КЛА на участке взлета применяют в

вершающим этапом полета как пилотируемых летчиком, так и авто­ матически управляемых КЛА многоразового применения.

фиг. 3.22.

267

Для осуществления посадки КЛА вначале планируют с некото­ рой высоты по прямолинейной траектории с выпущенными шасси и посадочной механизацией. КЛА с ТРД планируют с тягой, которая может быть равна или несколько больше тяни при минимальных оборотах двигателя.

Планирование продолжается до высоты Н = 6ч10 м, начиная с которой путем увеличения угла атаки создается центростреми­ тельная сила, искривляющая траекторию полета, и КЛА переводится в режим выравнивания. На этом этапе посадки должна полностью гаситься вертикальная скорость, поэтому при больших вертикаль­ ных скоростях планирования высота начала выравнивания может быть и несколько больше указанной выше. При выравнивании КЛА движется замедленно, так как вследствие уменьшения угла наклона траектории уменьшается составляющая силы веса по касательной к траектории и увеличивается сила лобового сопротивления из-за уве­ личения угла атаки.

Выравнивание заканчивается па высоте 1,5-:-2 м и КЛА пере­

водится в режим выдерживания, в процессе которого КЛА движется горизонтально или с небольшой потерей высоты. Скорость полета на участке выдерживания уменьшается до минимально возможного значения, при котором следующие за выдерживанием приземление и пробег становятся более безопасными. Угол атаки при выдержива­ нии непрерывно увеличивается для того, чтобы обеспечить равнове­ сие сил по нормали к траектории движения, т. е. Y = G, и опреде­ ляемую этим условием горизонтальность полета вблизи земли. Для того чтобы исключить опасность сваливания КЛА на крыло, угол атаки в конце выдерживания должен быть на 1—2,5° меньше крити­ ческого значения.

В конце выдерживания увеличение утла атаки прекращается и вследствие продолжающегося уменьшения скорости полета подъем­ ная сила становится меньше веса КЛА. В результате этого КЛА проваливается (парашютирует) и касается колесами земли. В инте­ ресах уменьшения нагрузок на посадочные органы высота парашю­ тирования должна быть возможно меньшей и не превосходить 0,5—1 м. Скорость КЛА в момент приземления называется посадоч­ ной скоростью ( Vnoc). Она является важной посадочной характе­ ристикой КЛА.

После приземления КЛА совершает пробег по земле. КЛА, имеющие шасси с носовым колесом, приземление и начало пробега производят на основных колесах. После того как руль высоты стано­ вится недостаточно эффективным, КЛА переваливается на носовое колесо и дальнейший пробег совершается в стояночном положении. Начиная с этого момента, в целях сокращения пути пробега приме­ няется торможение колес.

Важной посадочной характеристикой КЛА является посадочная дистанция, т. е. расстояние, проходимое КЛА по горизонту, от на­ чала посадки до полной его остановки. При расчете посадочной ди­

268

станции за начало процесса посадки условно считают планирование с высоты Я = 25 м, и сила тяги Р принимается равной нулю.

Р а с ч е т в о з д у ш н о г о у ч а с т к а п о с а д к и . Рассмотрим приближенный метод определения пути, проходимого КЛА по гори­ зонту на воздушном этапе посадки, т. е. от начала посадки до мо­ мента приземления. Ввиду того, что силы, действующие на КЛА, особенно на воздушном этапе посадки, в значительной степени за­ висят от стиля управления или пилотирования КЛА, надежное оп­ ределение и расчет их не представляется возможным. По этой при­ чине целесообразиЬ оценить общий путь, проходимый КЛА на пер­ вых четырех этапах посадки (фиг. 3.22). При этом расчетная схема посадки представляется состоящей из воздушного этапа посадки и пробега.

Для определения горизонтального пути, проходимого КЛА на воздушном этапе посадки, воспользуемся уравнением’энергии КЛА.

Полная энергия КЛА при скорости планирования на высоте Я = 25 м

mVl.

Я1=250 + -

ав момент приземления

nVloc

Уменьшение энергии КЛА на величину ^ E = E j—Е2 происхо­ дит за счет отрицательной работы, совершаемой силой лобового сопротивления. Так как углы наклона траектории на воздушном

Ь^ fe

где kCp = ■пл ■ 0-■, а кпл и кпос — значения аэродинамического

качества КЛА на режиме планирования и при посадочном угле

269