Файл: Сорокин Э.И. Взлетно-посадочные характеристики летательных аппаратов [учебное пособие].pdf
ВУЗ: Не указан
Категория: Не указан
Дисциплина: Не указана
Добавлен: 06.04.2024
Просмотров: 39
Скачиваний: 0
няется разгон по траектории параллельной земле (выдержи вание) с последующим переходом к набору высоты, либо раз гон производится одновременно с подъемом. К моменту окон чания взлета, то есть при наборе высоты h = 15—25 м, ско рость самолета должна быть увеличена до значения практи чески минимальной скорости, то есть до экономической для са молетов с поршневыми двигателями и наивыгоднейшей для самолетов с ТРД.
Указанную скорость обозначают Увзл (фиг. 1). Таким об разом, 1/ВЗл = V3Kдля самолетов с поршневыми двигателями и 1/взл = Рнаив для самолетов с ТРД. Для самолетов с турбовин товыми двигателями Рэк<Рвзл<Рнаив. Уборку шасси обычно заканчивают к моменту окончания взлета, так что указанные значения скоростей VB3JI соответствуют выпущенным во взлет ное положение закрылкам (щиткам). Закрылки убираются после завершения взлета. Расчет участка разгона с набором высоты удобно производить энергетическим методом. Обозна чим энергию самолета в точке отрыва Д0тр, а энергию в точке окончания взлета через ЕВЗл- Очевидно, что
a _ G |
Котр2 |
с °т р - £ |
2 ’ |
г Г>1 I иП V^взл2
Евзл = Gh + — "У " *
Изменение энергии на участке разгона с набором равно ра боте внешних сил, то есть
Двзл — Дотр = (Р Q)£pHa6j |
(1.15) |
Lp наб— длина участка разгона с набором.
Разность Р — Q представляет собой избыточную тягу, ко торая в процессе разгона с набором изменяется за счет изме нения как тяги, так и лобового сопротивления. Для расчета используем среднюю избыточную тягу, которую принимаем равной:
изб |
. Ризб отр Ризб I |
|
|
Ризб отр Руотр^ |
QyOTpJ Ризб] взл ■ увзл QУВЗЛ) |
18
PV0Tp и Яувзл— тяга двигателя при V0Tp и VB3nсоответственно.
Qv°TP— 0ТР Р ^отр"" S; Q'V взл * с* Р^взл" 5,
где Схотр— коэффициент лобового сопротивления при скоро сти отрыва с учетом выпущенных шасси и за крылков. .
С х отр ---- ( С х о + |
Д С ,Щ + |
|
|
Ро VУотр 2 |
|
|
1 |
С у 2отр---- |
|
||||
Д Схщ ) ---- 2 "— 5 + |
— |
|
|||||||||||
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
Эф |
|
|
Сх взл— коэффициент лобового сопротивления при взлет |
|||||||||||||
|
ной |
|
скорости |
с учетом |
выпущенных закрылков. |
||||||||
|
С х взл = |
( С х о + д с хщ) ‘^ - зл- |
5 + |
^ - |
|
С Д |
р *^ВЗЛ |
• |
|||||
|
|
I —л |
|||||||||||
|
|
|
|
|
|
|
|
|
эф |
|
|
|
|
Заменяя в формуле (1.15) |
значение энергий, получим: |
|
|||||||||||
|
|
|
|
|
|
— P- |
+ |
a J = Р „ з б |
ср i p |
наб, |
|
||
|
|
G l — 2 F |
|
|
|
|
|
|
|
||||
отсюда |
|
|
|
П /1/ |
2_ 1 /2 |
|
|
|
|
||||
|
|
|
|
|
|
^ |
|
(1.16) |
|||||
|
|
£ р |
наб — |
*-« |
/ > |
ВЗЛ |
т отр |
|
|
||||
|
|
|
|
|
2^ |
|
|
|
|
||||
|
|
|
|
Р изб ср |
|
|
|
|
|
|
|||
Взлетная дистанция самолета будет равна |
|
|
|
|
|||||||||
, |
__ т |
| |
/ |
__ |
Г зтр 2 |
, |
G |
I V B |
|
" |
V 0Tp‘ |
|
|
Г-ВЗЛ д — Ор |
- р |
|
О р наб — |
|
отр |
■ |
ц - I —взл |
|
|,°ТР- —1 /г\• (1.17) |
||||
|
|
• |
Г п |
|
|
|
2^ |
|
|
||||
|
|
|
|
|
|
/с р |
• изб ср |
|
|
|
|||
Из приведенных соотношений следует, что длина взлетной дистанции определяется конструктивно-аэродинамическими ха-
рактеристиками самолета, такими, как нагрузкой на крыло G,
тяговооруженностью самолета ^и значением Су отр. О методах
улучшения взлетных характеристик самолета будет сказано ниже.
19
§ 2. Влияние условий эксплуатации на взлетные характеристики самолета
В процессе эксплуатации в весьма широком диапазоне значений изменяется целый ряд параметров, определяющих взлетные характеристики самолета. К основным факторам, влияющим на длину разбега и взлетную дистанцию, отно сятся: вес самолета, плотность, температура и давление возду ха, ветер встречного или попутного направления, состояние по верхности аэродрома.
Изменение веса, связанное с различными вариантами за грузки самолета, приводит к изменению скорости отрыва, а также ускорения при разбеге и наборе с разгоном.
Vотр2
V
*СР . Г,
G J
Пренебрегая вертикальной составляющей тяги двигателя при отрыве, можно записать:
L p |
(1Л8) |
Увеличение веса приводит к увеличению скорости отрыва и уменьшению тяговооружеиности, в результате чего длина раз бега увеличивается. Количественная степень влияния веса за висит от величины тяговооружеиности самолета. В случае, когда тяговооруженность значительно больше коэффициента трения, последним можно пренебречь
g р S Су отр Рср
Логарифмируя, дифференцируя и переходя к конечным прира
щениям, получим |
т. е. каждый процент изменения |
Lр |
G |
веса приводит к изменению длины разбега примерно на 2°/о.
С уменьшением тяговооружеиности влияние веса возрастает.
20
Так, при ^ = 0 j5 и / ' = 0,05
Д А Р _ 9 1 Д О
1р ~ А1 О ’
а при ^ =0,2 и / ' = 0,05
Д/-Р „ A G •
V = 2 ,3 - o - ’
Влияние изменения веса на длину разгона с набором высоты оказывается через изменение V0Tp и Увзл, а также через из менение ускорения. Заменяя в выражении длины разгона с набором
|
V otp = |
2 G |
^взл — I |
2 G |
|
|
SCу отр |
Р SCу взл |
|||
получим |
|
|
|
|
|
|
, |
|
__ 1_______1 |
| |
|
|
р Ааб " |
РИзб ср ^ р SCy взл g р SCy „тр ^ О |
|||
Величина |
G |
по сравнению с разностью — |
-------------?=---- |
||
|
|
^ |
gpSCyBM g р SCy 0Тр |
||
настолько мала, что ею можно пренебречь. Поэтому можно записать
G2 |
1 |
1 |
(1.19) |
^'Р наб = |
р *5 \ Gy взл |
G.у отр |
|
изб ср I^ |
|
Косвенное влияние на £рНаб изменения веса сказывается через
Р и зб ср , так как
Р изб ср —- Р ср Qcp ' Р ср |
ту ' |
|
А ср |
В итоге с увеличением веса Z.pHa6 увеличивается |
или падает |
||
при уменьшении его пропорционально |
G2 |
• |
Расчет пока- |
|
|||
G_
ср
К :р
21
зывает, что в среднем
^ Ф _ н а б _ {2 2 _ 2 5) A G
Ьр наб G ’
то есть в количественном отношении изменение такое же, что и для длины разбега. Следовательно, относительное изменение всей взлетной дистанции при изменении веса равно:
A.L — |
(2,2 -f- 2,5) A G |
^ВЗЛ л |
^ |
Перейдем к рассмотрению влияния температуры на длину взлетной дистанции. Изменение температуры при неизменном атмосферном давлении приводит к изменению плотности воз духа, а также тяги двигателя. Увеличение температуры воздуха на 1°/о приводит к уменьшению тяги ТРД и ТВД примерно на 2— 2,5% и падению плотности воздуха на 1%. В результате длина разбега и всей взлетной дистанции увеличивается на 3— 3,5%. Уменьшение же температуры приводит к сокращению взлетной дистанции в таком же отношении.
Д 1 в |
‘ = (3^3,5) |
дг |
|
т' |
Влияние температуры на взлетные характеристики самолетов с поршневыми двигателями несколько меньше, чем у самоле тов с ТРД и ТВД. При работе на взлетном режиме дроссель ная заслонка открыта полностью, а поэтому из-за изменения температуры меняется плотность воздуха и, следовательно, ве совой заряд смеси. Поскольку мощность двигателя пропорцио нальна весовому заряду, то в итоге — каждый процент увели чения температуры уменьшает плотность и мощность двига теля также на 1%.. С учетом влияния температуры на И0Тр и 1/взл получается суммарный результат: каждый процент изменения температуры приводит к изменению длины разбега и взлетной дистанции на 2—2,2%.
При изменении атмосферного давления тяга и мощность ТРД, ТВД и поршневых двигателей изменяется в одинаковой
,степени, то есть пропорционально давлению. При уменьшении давления на 1% располагаемые тяга и мощность падают при мерно на 1% и наоборот.
22
С другой стороны, изменение давления приводит к измене
нию СКОрОСТеЙ Увзл И Vorp
V |
|
2 — |
2 G |
2 G |
У |
взл |
— |
р SCу взл |
0,0474 ^SCyвзл |
|
|
|
|
2 G .
V2
Уотр
0,0474 2.SC, 0 Т р
В результате относительное изменение длины разбега и взлет ной дистанции при изменении давления можно выразить соот ношениями:
A Lp |
А р _ |
А /.взлд ^ |
Ар |
/■р |
Р |
/-взл д |
Р |
Знак минус означает, что при положительном Ар (повышение давления) длина разбега и взлетная дистанция сокращаются. При наличии ветра взлетные характеристики изменяются за счет составляющей HrWT'cosjS (фиг. 16).
77
W
Фиг. 16.
Знак минус относится к случаю составляющей ветра встреч ного направления. Проекция dr U7sin§ не оказывает влияния на /-р и /.взлд, а вносит лишь специфические особенности в тех нику пилотирования при выполнении взлета.
При выполнении разбега при ветре скорость самолета отно сительно земли (путевая скорость), определяющая длину раз бега, будет отличаться от воздушной на величину скорости
ветра
Упут= У ± Udcosp.
23
