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: 43
Скачиваний: 0
Величина ДСуВыР обычно невелика, так как самолет при пла нировании с выпущенной механизацией и шасси имеет доволь но большой Супл (фиг. 22).
Фиг. 21.
Имея значения С у пред и С у п л, можно оценить потерю вы соты /?выр (фиг. 21), исходя из следующих соображений: при выравнивании вертикальная составляющая скорости за счет
избытка подъемной силы уменьшается от Vyпл = Уплsin Н до н у л я . Следовательно, изменение вертикальной составляющей
кинетической энергии равно ту-Иупл2. С другой стороны, это из
30
менение энергии равно работе вертикальной составляющей избытка подъемной силы на участке fiBыр. Следовательно,
АВЫрДУсозв = |
2^ 1/упЛ |
|
||
илг |
G |
Уупл2‘ |
|
|
, |
|
(1.23) |
||
«„ыр |
д у СО80 ‘ |
|||
Заменяя |
о |
|
|
|
|
|
|
|
|
А — ( Су пред 1 Су пл) |
^ |
^ ^ |
пл — |
^ п л |
получим:
sin2 0
*выр
2g A C y ^ S c o s©
Принимая во внимание, что углы 0 при планировании и, сле довательно, при выравнивании малы, допустимо считать
cos0 = l, a sin 0 |
tg 0 = -т^—• |
|
А пл |
В этом случае выражение упростится
Скорость Увыр непрерывно уменьшается. Для приближенной оценки /?выр можно считать, что скорость при выравнивании уменьшается и в среднем Увыр2 составляет 0,85УПл2.
Тогда
h выр — |
1,15 Упл2 |
(1.24) |
|
|
|
||
2 g K m |
( ^ 2 ? — |
|
|
|
\ |
пл |
|
31
*Гаким образом, высота выравнивания определяется значением
. |
С ,, пред |
угла планирования (или качеством) и отношением |
----- |
|
'“'У пл |
Q
Уменьшение Кпл и отношения -Д-^—, что имеет место у ско-
С'У пл
ростных самолетов, имеющих сравнительно малые удлинения крыла, приводит к возрастанию hBыр и к усложнению выпол нения выравнивания.
После окончания выравнивания самолет переводится на прямолинейный участок траектории, называемой выдержива нием, для чего необходимо уменьшить угол атаки. Поскольку скорость в процессе выдерживания непрерывно уменьшается, то для обеспечения равенства подъемной силы и веса угол атаки необходимо увеличивать по мере падения скорости. Этап выдерживания заканчивается к моменту, когда угол атаки, а следовательно, и коэффициент подъемной силы достигнуты пре дельных (посадочных) значений а „ о с и СупосСкорость, которую имеет самолет в момент касания колесами земли, называется посадочной. Значение ее определяется из равенства подъемной силы и веса*
V noc — |
( 1 .2 5 ) |
|
Значение Супос определяется с учетом механизации и влия ния земли, как это было рассмотрено в разделе «Взлет Само лета». Посадочный угол атаки выбирается на 2—3° меньше критического, если схема шасси позволяет реализовать этот угол. В этом случае (фиг. 23):
С у ПОС С у “ ( & П 0 С я 0 ) А С у ;
Пробег самолета является завершающим этапом посадки.
Для самолета, имеющего шасси с хвостовым колесом, про бег производится с постоянным углом атаки, соответствую щим стояночному положению (фиг. 24,а).
В случае, когда шасси самолета имеет носовую стойку (фиг. 24,6), пробег совершается вначале на основных колесах,
* Фактически в момент приземления У < G, но поскольку время
парашютирования очень лгало, то скорость, которую имеет самолет в конце выдерживания, практически не отличается от посадочной.
32
Фиг. 23.
3 Зак. 388 |
33 |
а затем, после некоторого уменьшения скорости, самолет плав но переводится на носовое колесо, и дальнейшее движение са молета выполняется на трех колесах. Для сокращения длины пробега во всех случаях применяется торможение колес.
Схема сил, действующих на самолет при пробеге, приве дена на фиг. 25.
У
Фиг. 25.
Уравнения движения аналогичны уравнениям при разбеге
и имеют вид:
G — Y — N = 0
п |
р |
d V |
(1.26) |
|
Q ~ F = m dt
Здесь
N = N1 + N3;
F = F } + F2= / np{ G - Y ) .
Изменение сил, действующих на самолет при пробеге, приве дено на фиг. 26. На фиг. 26,а приведено изменение сил для са молета с хвостовой опорой, а на фиг. 26,6 — с носовой стой кой. При переходе на носовую стойку угол атаки уменьшается, что приводит к уменьшению лобового сопротивления и подъем ной силы. Сила же трения в результате падения подъемной силы и увеличения нормальной реакции увеличивается.
Расчет длины пробега, так же как и разбега, может быть произведен по среднему значению ускорения
г |
____ 1/V пО С 2 |
^прл Jj
А/ српр
34
Среднее ускорение вычисляется по величине средней тормо зящей силы Я,*, равной полусумме начальной и конечной сил:
R e p — 0 ,5 (/?нач “I- R koh)-
Для самолета с хвостовой опорой пробег совершается с по
стоянным углом атаки. В этом случае:
ъ
D |
Г\ |
П pKioc2 с |
Сх Пр |
п |
G |
Анач — |
VH34— |
и хпр — 9— ^ |
----- U |
— |
~р— ’ |
|
|
" |
пр |
|
Апр |
V
V
Коэффициент сопротивления самолета при пробеге не изме няется и вычисляется с учетом выпущенных шасси и посадоч ной механизации
С.х пр СХ0 + Сх ;ц -f- Д Сх ш+ Су пр
Коэффициент подъемной силы Супр равен посадочному его значению Супос с учетом влияния земли. Аэродинамическое
35
качество при пробеге Кпр равно |
отношению |
Cvпо |
• при стоя- |
|
у |
||||
ночном положении самолета (а = |
аст). |
С у пос |
||
при |
V = 0 равно |
|||
Конечное значение тормозящей силы /?кон |
силе трения покоя F=^fnpG. В итоге
RcP= 0,5 /А
\К р
а среднее ускорение
/ср пр ——0,5g
Значение коэффициента трения пробега при применении тор мозов лежит в пределах 0,15^0,18. Для самолета с носовым колесом угол атаки при пробеге изменяется. Для приближен ного расчета пробега в этом случае будем считать, что угол атаки при касании колесами земли соответствует посадочному япос, а пробег совершается с постоянным углом атаки апр. Тогда начальное значение тормозящей силы в начале пробега будет равно:
Rush— |
Qnan “f" Fнач — |
|
|
Р Кп| |
5 -f-/пр (G |
— Y Пр ) . |
|
|||||
С:X пр ' |
|
|||||||||||
Конечное же значение при |
V— 0. |
|
|
|
||||||||
Заменяя |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
V |
— Г |
> К с с 2 |
|
|
|
|||
|
|
|
|
1пр — |
|
|
пр |
|
|
|
|
|
получим |
среднее |
значение |
|
тормозящей силы в виде: |
|
|||||||
/? |
= 0,5(С, |
Р Кос2 |
|
|
|
Р К о с 2 |
• |
|||||
П р |
2 |
|
S + 2G/ Пр - / С У »Р |
*-s |
||||||||
СсрР --- |
| |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
||
Так как |
|
|
|
|
|
|
кК К* ' П уО С 2 о |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
С-*Vу П О С |
___ |
/~* |
|
|
||||
|
|
|
|
|
2^ ^ |
--- |
{ - I , |
|
|
|||
то после несложных преооразовании получим: |
|
|
||||||||||
|
/?сР = |
0,5 |
|
|
G + |
2 G/nP - |
/ пр ^ |
o l |
|
|||
|
|
|
|
\ ^ у |
пос |
|
|
|
|
^ у пос |
/ |
|
36
Среднее значение ускорения при пробеге будет равно:
/ср пр — 0,5 g |
Схпр |
г/ Су пр |
(1.27) |
Су ПОС |
\ Супос |
Коэффициент трения при пробеге можно брать таким же, что и для самолета с хвостовой опорой. Следует отметить, что шас си с носовым колесом исключает возможность опрокидывания самолета (капотирования) при резком торможении, что яв ляется одним из преимуществ такой схемы шасси. При нор мальной же эксплуатации интенсивность торможения в основ ном лимитируется износом пневматиков, и поэтому средний коэффициент'трения при пробеге самолетов с хвостовым и но совым колесами получается примерно одинаковым.
При расчете длин планирования, выравнивания, парашю тирования целесообразно определять суммарную их длину, воспользовавшись энергетическим методом.
Полная энергия самолета Е на высоте h равна сумме по тенциальной и кинетической энергий
EJ= Oh + -П V 2 ■
ё
Вмомент касания колесами земли энергия равна:
ОКпос2
g 2
Разность энергий Ех—Е2 равна работе средней силы лобового сопротивления на рассматриваемом участке движения /.пЛвыд
— QcP£i -E,= ~ ( V n* |
-') + Gh. |
Отсюда
LПЛВЫД--
G_
Qcp
Среднее значение лобового сопротивления QCp можно выра зить через среднее значение качества
ОVcp— is2 -.
А с р
37
Тогда
Z-пл ВЬ,Д = |
+ h j |
( U 8 ) |
Значение /Сср для различных самолетов приведено в таб лице 2.
Т а б л и ц а 2
Т ип |
И л -1 4 |
И л -1 2 |
И л -1 8 |
Т у -1 0 4 |
|
с а м о л е т а |
|||||
|
|
|
|
||
^ с р |
5,1 |
5,8 |
5 ,2 |
5,8 |
Для приближенной оценки длины /.„лвыд среднее качество &ср можно принимать б 4-6. Длина посадочной дистанции 1ПОсд будет равна сумме длин пробега Lnp и L„nBblJl:
/\/ 2 _ 1 /2 |
\ и 2 |
(L29)
§ 5. Влияние условий эксплуатации на посадочную дистанцию самолета
Длина посадочной дистанции существенно зависит от це лого ряда факторов, определяющих конкретные условия экс плуатации самолета. К таким факторам относятся:
1)посадочный вес самолета;
2)1температура и давление воздуха;
3)ветер встречного или попутного направления;
4)коэффициент трения, определяемый состоянием поверх ности аэродрома и эффективностью тормозов. При изменении веса самолета длина посадочной дистанции меняется за счет посадочной скорости и скорости планирования
\
Подставляя значения Ппос и 1/пл в формулу (1.29), предста вим Апосд в следующем виде:
|
__ G A 'cp / |
1 |
1 |
А р \ , |
О |
(1-30) |
|
П0СД |
р |
\ ^ 5 С упл" |
g S Су пос |
G |
pS Су „ос/'ср |
||
|
38