Отсюда максимально допустимая истинная скорость полета в неспокойной атмосфере
^ - 0 . - 2 4 . ^ - . |
(11.8) |
У ' Я |
max |
|
Все рассмотренные выше ограничения |
Vmax |
обобщаются. При |
этом в каждом случае определяющим является наименьшее значе ние максимально допустимой скорости. Как правило, обобщенные
ограничения V m a x |
сводятся |
к некоторым |
значениям |
Упртахдоп на |
малых и средних |
высотах |
и к М т а х Д 0 П на |
больших |
и стратосфер |
ных высотах. |
|
|
|
|
Каждый случай выхода за установленные для данного типа са |
молета летно-эксплуатационные ограничения (в том |
числе за Уэв) |
без специального задания должен рассматриваться как предпосыл ка к летному происшествию.
§ 11.5. Разгон и торможение самолета
Прямолинейный маневр самолета, целью которого является из
менение скорости, |
в зависимости |
от знака' этого изменения назы |
вают |
р а з г о н о м |
или |
т о р м о ж е н и е м . Среди таких |
манев |
ров |
наиболее простыми |
являются |
разгон и торможение |
самолета |
на горизонтальных прямых. Согласно уравнению (7.1-2) ускорение самолета при разгоне и торможении пропорционально продольной перегрузке:
Наибольшее (располагаемое) ускорение разгона на заданном режиме полета (V, Н) реализуется при использовании всей распо лагаемой тяги:
|
A |
|
S |
|
|
- |
|
(И.9-2) |
Естественно, что |
горизонтальный |
разгон |
самолета |
возможен |
|
P ^ - ^ |
|
^ ^ P |
|
|
|
|
лишь внутри диапазона скоростей и высот установившегося |
гори |
зонтального полета. Максимум |
величины / ж р на дозвуковых |
режи |
мах соответствует примерно наивыгоднейшей |
скорости |
полета, а |
на сверхзвуковых—примерно скорости, соответствующей макси муму располагаемой тяги. С увеличением высоты полета ускоре ние /жр на дозвуковых скоростях непрерывно уменьшается, а на
сверхзвуковых — до высоты около |
11 км несколько увеличивается, |
после чего быстро падает. Следует |
отметить, что |
в большинстве |
случаев на стратосферных высотах |
кривые PP(V) |
и Qr.a(V) |
почти |
параллельны друг другу в широкой области сверхзвуковых скоро стей (рис. ПЛ 6). Во всей этой области располагаемые значения ускорения ] х невелики и мало зависят от скорости.
Основным средством увеличения ускорения / х р и улучшения ха рактеристик разгона вообще на современных самолетах является применение ракетных ускорителей, тяга которых может быть до статочно большой и, что очень важно, практически не зависит от скорости и высоты полета.
Торможение самолета в горизонтальном полете осуществляется за счет отрицательного избытка тяга (т. е. избытка лобового со противления над тягой задросселированного двигателя). Наиболь шее значение отрицательного избытка тяга, равное сопротивлению
Qr. п, можно было |
бы |
получить, |
выключив |
двигатели. |
Однако, в р* |
связи с тем |
что последующий за |
пуск ТРД |
требует |
значительных |
затрат времени и надежно обес |
печивается далеко не на всех ре |
жимах полета, такой способ тормо |
жения практически |
неприемлем. |
"хпг с воздушными
тормозами
|
О |
0,5 |
1,0 |
1,5 |
2,0 |
2,5 |
М |
|
|
|
|
|
Рис. 11.6. Кривые Н. Е. |
Жуков |
Рис. |
11.7. |
К определению |
харак |
|
ского |
на |
стратосферной |
высоте |
|
теристик торможения |
|
|
|
|
(пример) |
|
|
|
|
|
|
|
Для |
торможения |
двигатели |
переводятся |
на |
режим малого газа, |
при |
котором |
сохраняется |
некоторая |
(обычно |
небольшая) |
положи |
тельная тяга. Соответствующую такому режиму отрицательную
продольную |
перегрузку |
|
|
|
|
|
|
|
А' V ИГ. Г |
Ру. г — Ог |
Or. |
•Ры. |
|
(11.10) |
|
|
а |
G |
|
|
|
|
|
|
называют |
р а с п о л а г а е м о й |
п р о д о л ь н о й |
|
п е р е г р у з |
к о й |
т о р м о ж е н и я . Ее зависимость от скорости |
и высоты по |
лета |
очевидна из рассмотрения |
кривых Н. Е. |
Ж у к о в с к о г о |
(рис. |
11.7). Минимальная величина перегрузки |
пх |
м , г |
соответствует |
наивыгоднейшей скорости полета. С увеличением высоты полета располагаемая продольная перегрузка торможения уменьшается. Это обстоятельство усугубляется тем, что на больших стратосфер ных высотах глубокое дросселирование двигателей обычно запре щено в связи с опасностью самовыключения.
Основным средством улучшения характеристик торможения яв ляется применение тормозных щитков, при выпуске которых возни кает дополнительное лобовое сопротивление:
|
AQr |
= |
AcxTSq, |
тем |
большее, чем больше |
скорость и меньше высота полета |
(рис. |
11.7, штрихпунктирные |
линии). |
Важными характеристиками маневренности самолета являются время tp (/т ) и путь L p (LT ) разгона или торможения самолета в заданном интервале скоростей на различных высотах. Для их рас
чета на основании |
уравнения |
(11.9-1) запишем |
|
|
|
6пх р |
|
Элементарный |
отрезок |
пути в процессе |
маневра |
|
dL |
= |
V d t = ^ L . |
(11.12-1) |
Названные выше характеристики определяются интегрирова
нием этих |
выражений |
в нужных |
пределах |
изменения |
скорости: |
|
|
|
|
|
1 |
Г |
dV |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
1 |
Г |
VdV |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
g |
|
-х р |
|
|
|
|
|
|
Поскольку |
точного |
аналитического' выражения |
зависимости |
nx(V) |
не существует, интегрирование |
уравнений (11.11) |
и (11.12) |
выполняется приближенными |
методами — численно |
или |
графиче |
ски. |
Для |
численного |
интегрирования |
на основании |
кривых |
Н. Е. Жуковского строится график nx(V) |
(для разгона |
или тормо |
жения). Интервал скоростей от |
V] до V2 |
разбивается |
на участки |
AVi |
с таким расчетом, чтобы на каждом участке зависимость |
nx(V) |
можно было считать линейной. Определив |
по графику |
продольные |
перегрузки |
n x v i |
для средин |
этих |
участков и заменяя в форму |
лах (11.11-1) и (11.12-1) дифференциалы |
конечными |
приращения |
ми переменных, |
определяем |
продолжительности Ati |
и |
протяжен |
ности АЬ{ участков: |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
gnxpi |
|
' |
gnx |
р i |
|
|
|
|
Суммируя последовательно величины Ati |
и AL,-, находим |
время |
и путь разгона |
(или торможения) |
в любом |
интервале |
скорости. |
Результаты |
расчетов характеристик разгона и торможения са |
молета на нескольких высотах представляются в виде |
графиков |
(рис |
11.8). |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
Часто возникает -необходимость в одновременном изменении вы соты и скорости полета. В некоторых полетных ситуациях летчику бывает нужно изменить скорость быстрее, чем это можно сделать в горизонтальном полете. В таких случаях разгон и торможение самолета выполняются на наклонных траекториях и к избытку тяги добавляется составляющая веса Gsin9, направленная вперед при снижении и назад при подъеме.
Уравнения движения самолета по прямолинейным |
на.клонным |
траекториям имеют вид: |
- s i n |
|
|
4dtг |
в ) ; |
(11.13-1) |
|
(11.13-2) |
пу = |
COS |
|
|
Как видно, ускорение на таких маневрах отличается от уско рения при разгоне или торможении самолета <в горизонтальном по
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
лете |
на |
величину — g sin G , которая становится |
особенно |
|
сущест |
|
|
Тарматение |
венной на режимах поле- |
|
|
та, в |
которых |
перегрузки |
|
|
|
"жр |
и |
п х м . г |
|
невелики |
|
|
|
(разгон |
и торможение на |
|
|
|
высотах, |
близких |
к |
по |
|
|
|
толкам, |
разгон |
|
вблизи |
|
|
|
Vmax, |
торможение |
вблизи |
|
|
|
Унаив |
И Т . П . ) . |
|
абсолют |
|
|
|
|
При |
малых |
|
|
|
|
ных |
значениях |
угла |
в, а |
|
|
|
следовательно, |
и |
|
при не |
|
|
|
больших |
изменениях |
вы |
Рис. |
11.8. |
Характеристики разгона и тормо |
соты |
приближенный |
рас |
|
|
жения самолета |
чет |
характеристик |
разгона |
|
|
|
и |
торможения |
|
самолета |
на наклонных траекториях выполняется так же, как и для горизон тальных маневров. Различие состоит лишь в том, что во все формулы вместо продольной перегрузки подставляется разность пх — sin в.
При больших углах наклона траектории изменения высоты по* лета становятся существенными. Соответственно возрастают и ошибки при выполнении расчета изложенным выше методом. Для повышения точности расчета можно рекомендовать линейную ин терполяцию располагаемой продольной перегрузки. В этом случае по формуле
вычисляется изменение высоты на каждом предыдущем участке. Последовательным прибавлением величин ДЯ* к начальной высоте маневра подсчитывается высота Яг- начала данного участка. На ближайших высотах Я , < # г и Hn>Hh для которых имеются кри вые Н. Е. Жуковского, определяются значения «xpi и Пхрц. Счи тая, что в интервале высот Hi — Я п располагаемая продольная пе-
регрузка при V=const изменяется по линейному закону, ее значе ние для t-ro участка (на высоте #<) находится в виде
nxpi— „ _ н - + nXDi.
§ 11.6. Анализ и расчет криволинейных вертикальных маневров
При движении самолета в вертикальной плоскости r = Соответственно первое и второе уравнения движения центра тяже
сти самолета (6.9) и |
(6.10) |
приобретают вид: |
|
|
|
T ' 4 r |
= p |
- Q - G |
s i n 0 = |
(11.14-1) |
_G i/-^® |
^ - . - ^ = |
К - О с о з в |
v |
(11.15-1) |
g |
dt |
g |
rB |
|
> |
или в перегрузках |
|
|
|
|
|
|
|
~ |
= g(nx-sin®); |
|
(11.14-2) |
V 4? = |
^ = ^ - c o s © ) . |
|
(11.15-2) |
Третье уравнение |
движения |
обращается в тождество |
0 = 0, по |
скольку по оси Oz никакие силы на самолет не действуют.
Первое уравнение движения, описывающее изменение скорости по величине, было рассмотрено в предыдущем параграфе. Из вто рого уравнения следует, что искривление траектории осуществляет ся под действием силы У — GcosO. При Y>G cos в (nv >cos в ) тра
ектория искривляется в сторону положительного |
направления подъ |
емной силы (ввод в горку, вывод |
из пикирования и т. п.), при |
y < G cos в (tty <cose) траектория искривляется |
в обратную сторо |
ну (ввод в пикирование, |
вывод из горки по прямой и т. п.), нако |
нец, равенство Y=G cos в |
(nw = cos6) |
является |
условием прямоли |
нейности траектории. |
|
|
|
При маневрировании в вертикальной плоскости по сравнению с общим случаем движения самолета без скольжения число перемен ных параметров сокращается с девяти до семи, поскольку исключа ются углы у и ф (см. § 6.2). Однако и число общих уравнений, счи тая уравнения кинематических связей (6.11), уменьшилось с пяти до четырех. Следовательно, принимая одну из переменных за аргу мент, для определения конкретного вертикального маневра необхо дима программа движения из двух уравнений (условий).
Рассмотрим общий метод расчета вертикальных маневров ме |
тодом, |
близким к предложенному проф. В. П. В е т ч и н к и н ы м . |
Будем |
считать аргументом угол наклона траектории в , что в боль |
шинстве случаев наиболее удобно, а программу |
движения зададим |
в виде P = PV и пу(@), т. е. будем считать, |
что |
весь маневр вы |
полняется с использованием располагаемой |
тяги, а наиболее рацио- |