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

в связи с этим она не может быть увеличена за счет снижения. В случае г уменьшение скорости обусловлено ростом лобового со­ противления. На больших высотах она может существенно увели­ читься на маневрах, выполняемых с потерей высоты. Необходимо отметить, что в подавляющем большинстве случаев при ударном варианте подвесок самолет имеет более жесткие ограничения ско­ рости, чем при истребительном.

Маневренные возможности самолетов сравниваются по распо­ лагаемым значениям перегрузок. При одинаковых начальных зна­

Соответственно в этом случае

В качестве иллюстрации на рис. 13.15 показаны располагаемые (по допустимому значению су, эффективности продольного управ­ ления и ограничению) нормальные перегрузки двух самолетов. Самолет 1 (сплошные линии) с треугольным крылом имеет более

- ^ r L > - ^ 1 J . Поэтому при малых

числах М пуР1<.Пу$2. Однако у него и более высокая эксплуа­ тационная перегрузка /г£ , = 7 >• л* 2 = 6. Самолет 2 (штриховые линии) имеет крыло большего удлинения при меньшей стрело-

414

регрузка уменьшается с увеличением нормальной перегрузки, при­ чем тем быстрее, чем больше коэффициент индуктивности, т. е. чем меньше удлинение крыла. Полное сравнение возможностей раз­ гона, сохранения постоянства скорости или неизбежного тормо­ жения самолетов на маневрах с различными нормальными пере­ грузками можно провести, имея сетки кривых пхр (М, пу), подоб­ ные показанной на рис. 11.2. Но и не имея таких графиков, с уве­ ренностью можно сказать, что если самолеты / и 2 на какой-либо высоте имеют примерно одинаковые максимальные скорости гори­ зонтального полета, то на криволинейных маневрах с повышенны­ ми перегрузками самолет / с крылом малого удлинения несомнен­ но будет отставать.

При сравнении маневренных возможностей самолетов весьма удобно пользоваться графиками зависимостей предельной по рас­ полагаемой тяге перегрузки п у п р е я от скорости (числа М) полета

415

шиеся развороты с меньшим радиусом и большей угловой скоро­

ми характеристиками подъема. В конце маневра он может иметь

соты, установленных для данного типа самолетов и обеспечиваю­ щих безопасный переход к последующему этапу полета.

Для самолетов, у которых уравновешивание веса и искривле­ ние траектории обеспечиваются в основном аэродинамическими силами, отделение от земли возможно только при наличии доста­ точной скорости. Поэтому первым этапом взлета такого самолета

416

этому его целесообразно выделить в самостоятельный, второй этап взлета.

"Третий, завершающий этап взлета — разгон с постепенным на­ бором высоты — протекает уже в воздухе. Как следует из приве­ денного выше определения взлета, он заканчивается выходом са­ молета на установленные, безопасные значения скорости и высо­ ты. Если для данного самолета и данного аэродрома специальных указаний нет, этими значениями являются эволютивная скорость и высота 25 м. Последняя определяется стандартными требования­ ми к допустимым препятствиям в полосе подхода (отхода) к аэро-

принципиальное значение, поскольку до этого момента он распре­ деляет свое внимание по установленной схеме и не должен зани­

чтобы она была возможно меньше, так как тогда при равных прочих условиях меньше будет и длина разбега L p , определяющая длину ВПП аэродромов, с которых могут работать самолеты дан­ ного типа.

Скорость отрыва определяется из условия равновесия сил, дей­ ствующих на самолет по вертикали (рис. 14.2). Поскольку взлет­ ный угол атаки есвзл обычно достаточно велик, при тяговооруженности современных самолетов должна учитываться вертикальная составляющая силы тяги Pv — B sin авзл^-Равзл. Тогда в момент от­ рыва

с , о т р $ - ф ^ Я в в м - ( ? = 0,