Файл: Цейтлин Г.М. Аэродинамика и динамика полета самолета с ТРД учебник.pdf

ведущего самолета при угловой скорости примерно 0,2—0,3 град/с, что в зависимости от характера строя, соответствует разности ско­ ростей полета ведущего и ведомого ДУ~2 - н5 км/ч.

Отклонения по дистанции ведомый летчик обычно замечает, когда они достигают 5—10% начальной дистанции. Однако заме­ тить ошибку в дистанции и исправить ее не одно и то же. Обнару­ жив, например, отставание (увеличение дистанции), летчик начи­ нает перемещать РУД вперед. Тяга двигателя увеличивается не мгновенно, а самолет инертен. Поэтому после того как летчик об­ наружил отставание, дистанция продолжает увеличиваться и лишь спустя некоторое время начнет со­ кращаться. Очевидно, что время, не­ обходимое для исправления отстава­ ния, будет тем меньше, чем лучше приемистость двигателя и чем боль­ ше располагаемая продольная пере­ грузка.

продолжительности полета группы по сравнению с одиночным самолетом при прочих равных условиях. Из рис. 15.8 видно, что средняя амплитуда колебания дистанции пропорциональна поряд­ ковому номеру ведомого. Так, если для первого ведомого, равняю­ щегося непосредственно на ведущего, она составляет ДДь то для второго — Д Д 2 = : 2 Д Д 1 и т. д. Примерно такое же соотношение су­ ществует и между дополнительными расходами топлива. Дальность и продолжительность полета группы лимитирует крайний ведомый, находящийся в наиболее тяжелых условиях; по нему приходится рассчитывать дальность и продолжительность полета всей группы.

Так как набор высоты и снижение обычно производятся на одном из нескольких стандартных режимов, то в технической доку­ ментации серийных самолетов обычно приводятся характеристики дальности и продолжительности и суммарные расходы топлива на этих участках полета для различных групп (звено, эскадрилья), проверенные практикой. Кроме того, как показывают специальные исследования и практика групповых полетов, расчетный запас топ­ лива для горизонтального полета должен быть уменьшен на 3—4% на каждую связь в группе, а на сбор и роспуск группы рас ходуется от 3 до 5% полной заправки на каждую связь. Для уве­ личения дальности и продолжительности группового полета целе сообразно применять симметричные и приближенные к ним по­ строения. Так, при переходе от пеленга к клину число связей, по

459

которым осуществляется равнение на ведущего, для звена умень­

лесообразно периодически менять местами.

Дозаправка самолета в воздухе как весьма эффективное сред­ ство увеличения дальности и продолжительности полета получила широкое распространение. В качестве самолетов-заправщиков ис­ пользуются бомбардировщики или специальные самолеты. По орга­ низации дозаправка может быть попутной или встречной. В первом случае самолет-заправщик следует по маршруту вместе с заправ­ ляемым самолетом. Дозаправка производится после того, как на заправляемом самолете освободятся емкости, обеспечивающие

прием топлива с таким расчетом, чтобы остаток топлива на самолетезаправщике гарантировал ему воз­ можность возвращения на базовый аэродром.

При встречной дозаправке само­ лет-заправщик в расчетное время выходит в заданный район, где пе­ редает часть топлива самолету, выполнившему задание и возвра­ щающемуся от цели. Преимуще­ ство встречной дозаправки состоит в том, что самолет в районе цели имеет значительно меньший по­ летный вес, а следовательно, боль­ ший потолок, лучшие характери-

не состоится, то первому из них не хватит топлива для возвращения на аэродром посадки.

По увеличению общей дальности полета попутная и встречная дозаправки примерно эквивалентны. Практика показывает, что для самолета, у которого вес топлива составляет 40—50% полетного веса, увеличение дальности за счет одной дозаправки при исполь­ зовании в качестве заправщика однотипного самолета может уве­ личиться на Э0—40%. В некоторых случаях, например при сопро­ вождении бомбардировщиков истребителями, дозаправка может производиться многократно. В одном полете при необходимости можно применить попутную и встречную дозаправку. При необхо­ димости дозаправка может использоваться как средство обеспече­ ния взлета тяжелых самолетов с аэродромов, имеющих малую дли­ ну или слабое покрытие ВПП. В этом случае самолет взлетает с небольшим количеством топлива.

460

§ 15.5. Режим полета, оптимальный по дальности (полет по потолкам)

Ранее было показано, как определить высоту и скорость, обес­ печивающие максимальную дальность горизонтального полета при постоянном весе. У самолетов с ТРД значительную часть полетного веса составляет вес топлива. За счет выработки топлива вес само­ лета в горизонтальном полете может измениться на 25—35%. Если после подъема на оптимальную по дальности высоту выдерживать постоянство высоты и скорости, то с течением времени режим поле­ та будет все больше и больше отличаться от оптимального, ибо по мере облегчения самолета угол атаки и аэродинамическое качество будут уменьшаться и километровый расход топлива уже не будет минимальным.

Аэродинамическое качество самолета, являющееся функцией ко­ эффициента су и числа М, останется неизменным, если обеспечить постоянство этих параметров. Так как рассматриваемый режим близок к горизонтальному полету, можно считать, что между подъ­ емной силой и весом существует равенство

G = 0,7с у 5> я М 2 .

Как видно, при су — const и М = const полетный вес пропорциона­ лен атмосферному давлению. Следовательно, относительные прира­ щения этих параметров одинаковы:

Следовательно, для сохранения постоянства аэродинамического качества по мере выработки топлива необходимо при неизменном числе М набирать высоту с таким расчетом, чтобы с уменьшением веса на 1% и давление рн уменьшалось на 1%- Но таблице МСА можно убедиться, что на высотах 11 —15 км, где наиболее вероятно получение максимальной дальности полета самолетов с ТРД, паде­ нию давления на 1 % соответствует набор высоты 64 м.

При /( = const лобовое сопротивление Qr . п = -тг- пропорциональ­

сферному давлению. Как известно из теории ТРД, пропорциональ­ ность между тягой и давлением обеспечивается при постоянстве температуры и числа оборотов ротора. Удельный расход топлива С у д при этом не меняется.

Таким образом, для получения максимальной дальности летчик должен вывести самолет на режим HLOpu Vr.m a x и в дальнейшем вместо горизонтального полета выполнять пологий набор высоты, выдерживая М = const и п = const. Такой полет называют п о л е ­ т о м п о п о т о л к а м .

461

Дальность полета dL [км], достигаемую за счет выработки эле­ ментарного количества топлива dGr [кг], имея в виду, что выра­ ботка топлива в данном случае равна уменьшению полетного веса (dG-i — — d G ) , можно записать в виде

зим указанное отношение через начальные значения веса и кило­

и в том случае, когда изменение веса обусловлено не выработкой

ПОЛЕТ В НЕСПОКОЙНОМ ВОЗДУХЕ И ПО ПРИБОРАМ

§ 16.1. Особенности поведения самолета и техники

пилотирования в неспокойном воздухе

Наряду с ровными, устойчивыми ветрами, влияние которых на полет сводится к сносу самолета, в атмосфере часто встречаются честные вертикальные и горизонтальные воздушные потоки, обу­ словленные особенностями рельефа,нагревом отдельных участков местности, грозовой деятельностью и т. д. При входе самолета в та­ кие потоки относительная скорость воздуха изменяется по величи­ не и направлению. Соответственно меняются углы атаки и сколь­ жения, нормальная и боковая перегрузки. В ряде случаев эти па­ раметры приобретают опасные с точки зрения сваливания и даже угрожающие прочности самолета значения. В любом случае равно­ весие самолета нарушается и развивается возмущенное движение.

462