Файл: Сорокин Э.И. Взлетно-посадочные характеристики летательных аппаратов [учебное пособие].pdf

При заданном значении времени работы ускорителя ty отно­

сительное уменьшение разбега —~ увеличивается с ростом

скорости включения ГВкЛ, так как при одном и том же времени работы ускорителя

U

УВЪтЛ- \'„

Уу + Л

а следовательно, при постоянном значении разности Уаыкл—УВкл сумма 14ым + Утл возрастает.

На фиг. 29 приведена зависимость

АU £/.ру —---- —.Ьх

Г-р

от относительной скорости включения ускррителя при -р =0,1; Гр

0,2; 0,3 /у = j v Наибольшее сокращение длины разбега, оче­ видно, получается при Нвыкл = Нотр. В этом случае

0,5

0,4

0,3

0,2

0,1

44

Из приведенного анализа следует, что если время работы уско­ рителя меньше времени разбега, то включение его целесооб­ разно производить во второй половине разбега, а не с момен­ та старта. Увеличение времени работы ускорителя и его тяги приводит к интенсивному сокращению длины разбега. Если ускоритель работает в течение всего разбега, а тяга ускори­ теля превышает вес, то в этом случае можно осуществить так называемый точечный или безаэродромный старт летательного аппарата. Обычно подобный взлет осуществляется с направ­ ляющих стартовых устройств (фиг. 30).

Величина скорости и высоты в конце стартового участка определяется из условий возможности дальнейшего полета на основном двигателе, а также из соображений устойчивости и

,управляемости летательного аппарата. В частности, если в качестве основного двигателя применяется ТРД, а органами управления служат аэродинамические рули, то к моменту окон­ чания работы ускорителей летательный аппарат должен иметь скорость, при которой аэродинамические рули достаточно эф­ фективны. Если же маршевым служит прямоточный двигатель, то в процессе старта должна быть набрана скорость, при ко­ торой основной двигатель начинает давать тягу, обеспечива­ ющую дальнейший полет. Принимая во внимание эти обстоя­ тельства, будем считать значения скорости и высоты в конце старта заданными и обозначать НС1 и VrCT.

Рассмотрим типичный случай старта под углом к гори­

зонту. Обозначим (фиг. 30;:

Р — сила тяги основного двигателя, Ру — сила тяги ускорителя, в — угол наклона направляющих,

-fy — угол установки ускорителя.

45

Летательный аппарат может быть установлен под некото­ рым углом атаки а. Наиболее простым является установка с нулевым углом атаки а0. В этом случае Су = 0,а следовательно, составляющая веса должна уравновешиваться составляющей тяги ускорителя.

Руsin фу = G cos Н.

Проектируя силы на ось X, получим:

т= Ру cos сру + Р — Q — С? sin 0.

Поделив оба уравнения на вес, получим:

Здесь Ру и р — тяговооруженность ускорителя и основного

двигателя.

В том случае, когда скорость, набираемая при старте, не­ велика и определяется эффективностью рулей, лобовым со­ противлением допустимо пренебречь. Кроме того, можно счи­ тать значения ру и р постоянными, в силу малого изменения высоты и скорости. Тогда, интегрируя уравнение в пределах от

t — 0 до t = ty и от \/= 0 до V = V „ ,

получим:

V„ = £ (ру cos «ру + р —sin 0) ty.

Используя соотношение PyS in фу = cos0, определяем необходи­ мое значение тяговооруженности ускорителя ру :

Угол установки летательного аппарата 0 находим по извест­

46

Для оценки потребных зйачений цу рассмотрим следующий пример.

Определить ру, если 1/ст:=60 м/сек; Н „ = 25 м, р = 0,8, а время работы ускорителя ty = 3 сек.

Для старта под углом получаем:

+ 0 = 16°5О'; «ру = 32°30'; ру = 1,77.

При тех же данных цу при вертикальном старте равно 2,24.

Как видно из полученных результатов, значения потребных тяговооружениостей ускорителя больше единицы, т. е. тяга ускорителя в случае наклонного старта в 1,77, а при верти­ кальном старте в 2,24 раза больше веса летательного аппа­ рата. Выполнение вертикального взлета возможно и при мень­ ших значениях тяговооруженности ускорителей порядка 1,4. Однако при этом требуется наличие газовых рулей, так как, ввиду медленного роста скорости, аэродинамические рули ока­ зываются практически неэффективными.

§ 2. Взлет с регулированием направления тяги двигателей

Проведенные к настоящему времени исследования летных свойств перспективных самолетов показали целесообразность регулирования направления тяги для улучшения технико-экс­ плуатационных показателей самолетов. Для самолетов манев­ ренного класса изменение направления тяги может быть ис­ пользовано для улучшения маневренных свойств при выпол­ нении неустановившихся видов движения.

Отклонение тяги можно использовать для уменьшения ско­ рости отрыва, а следовательно, и длины разбега. Если при отрыве тяга отклонена на угол го относительно горизонта (фиг. 31), то в этом случае вертикальная составляющая тяги Py = £Psincp приводит к уменьшению скорости отрыва, так как

47

Коэффициент £ учитывает потери тяги при повороте. С другой стороны, из-за уменьшения горизонтальной составляющей тяги при наклоне уменьшается ускорение при разбеге, поскольку

. _сРсозф

Принимая тягу постоянной, равной среднему значению, получим:

Ввиду указанного влияния наклона тяги, очевидно, существует

выкладок пренебрежем влиянием коэффициента трения, что, однако, не скажется на полученном результате. В этом случае:

g^PcoscppSCyo-rpi; pCoscp

d L,р pSCyoTpgSPsiny

48

р ~

?2 -q sin ®oSCy0Tpg sin ф

goSCyowzPs,\n cp —gp'SСуотр-2^- соэ2ф—gp-SCyorp^ Q- Sin'2 = 0.

Поделив уравнение на gpSCy0TpiP, получим:

р

sin ъ —(sin'2 ф -f- cos'2 ф) -q §=0.

Отсюда получаем выражение для оптимального угла отклоне­ ния тяги

Полученный результат очень прост: оптимальный угол откло­ нения определяется только тяговооруженностью самолета С увеличением р отклонение тяги необходимо производить на

нении тяги, то

U - X = L рср^о '

Значение ; в зависимости от угла отклонения тяги относитель­ но оси двигателя срдв произведено на фиг. 32. Сокращение дли-

Фиг. 32.

ны разбега при отклонении тяги возрастает с увеличением

^Рф=0

уменьшается на 27,5<*/0, а при р = 0,6 уменьшение составляет уже 50%- Из приведенного анализа можно сделать вывод о целесообразности выполнения разбега с отклонением тяги

50

даже при сравнительно небольшом значении тяговооружен­ ности, причем в этом случае угол отклонения получается не­ большим (приу = 0,3 фопт= 17°). При таких значениях угла со можно не прибегать к регулированию направления тяги, а просто установить двигатель неподвижно под оптимальным утлом. Заметим, что поскольку угол 9 отсчитывается от гори­ зонтали, то установку двигателя по отношению к хорде крыла необходимо выполнить под углом 9дВ= 9 — аотр (фиг. 31).

При установке двигателя под углом уменьшается горизон­ тальная составляющая тяги. Однако при угле даже в 20° это уменьшение составляет только 6% и практически не сказы­ вается на параметры других режимов полета (крейсерский режим, максимальная скорость, скороподъемность).

При больших значениях тяговооруженности возникает не­ обходимость регулирования направления тяги в процессе раз­ бега и набора высоты после отрыва. Поскольку при разбеге отклоненная на большой угол струя создает добавочное со­ противление, то целесообразно увеличивать угол наклона та­ ким образом, чтобы расчетное его значение достигалось только к моменту отрыва.

Необходимо отметить, что при сравнительно больших зна­ чениях тяговооруженности взлет с использованием наклона тяги требует решения другой проблемы — обеспечения управ­ ляемости самолета на малых скоростях, в том числе и при вер­ тикальном отрыве, когда скорость равна нулю (режим висения). В этих случаях управление самолетом может осущест­ вляться при помощи струйных (газовых) рулей, так-как аэро­ динамические рули при малых скоростях не эффективны.

§ 3. Средства повышения подъемной силы

Наиболее распространенным средством увеличения подъ­ емной силы крыла на взлете и посадке является механизация крыла, выполненная в виде щитков, закрылков, предкрылков. Простой щиток (фиг. 34,а) представляет собой часть нижней поверхности крыла, отклоняющейся вниз.

При отклонении щитка возрастает давление на нижней и' разрежение на верхней поверхностях крыла, в результате чего подъемная сила на всех углах атаки увеличивается. Кроме того, между щитком и крылом образуется зона пониженного давления, что способствует отсасыванию пограничного слоя с верхней поверхности крыла. Для увеличения эффективности выполняются щитки с подвижной осью вращения (фиг. 34,6).

51