откуда |
|
|
|
|
|
2 (G - |
Р а в з л ) |
2G (1 — p-Дцзл) |
(14.1) |
|
V,о тр |
отр |
|
|
Ly |
|
|
г д е P—-Q |
тяговооруженность |
самолета при отрыве. |
|
Как видно, при равных прочих условиях скорость отрыва яв ляется функцией взлетного угла атаки, который влияет на нее как
непосредственно, так |
и (главным образом) через коэффициент су |
0 Т р . |
Y |
|
|
|
Заметим, |
что |
и |
практически |
|
|
|
при |
выполнении |
взлета |
|
лет |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
чик |
обеспечивает |
отход |
са |
Psin а _____ |
\ |
|
молета |
от земли на устано |
р |
вленной |
скорости |
выдержи |
^ |
|
|
j |
ванием |
заданного |
угла |
|
ата |
|
|
ки |
по |
заученному |
положе- |
|
©• |
f |
Pcosa |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
та |
относительно |
|
горизонта. |
|
|
|
|
В качестве |
взлетного |
ис |
|
|
|
|
пользуется |
|
максимальный |
|
|
|
|
безопасный |
угол |
атаки. Для |
|
|
|
|
самолетов |
с |
крылом |
боль |
|
|
|
|
шого |
удлинения, |
особенно |
Я |
|
|
|
при |
тонком |
профиле, |
опре |
Рис. 14.2. Силы, действующие на |
само- |
деляющим |
|
соображением |
лет в момент |
отрыва |
|
|
при |
выборе |
угла |
аВ З л яв |
|
|
|
|
ляется |
|
достаточный |
запас |
|
|
|
|
коэффициента |
су. |
Посколь |
ку сразу после отрыва самолет движется непосредственно около земли, здесь требуется весьма высокая точность пилотирования. Если вдали от земли отклонения в несколько метров от заданной
траектории не существенны, то сразу после отрыва |
отклонение |
вниз на 10—15 см может привести к грубому удару |
о землю. |
Чтобы гасить вертикальные скорости самолета после отрыва бы стро, нужны большие ускорения, а следовательно, н большие при ращения подъемной силы. Поэтому на угле атаки аВ З л самолет должен иметь достаточно большой запас коэффициента су.
Угол атаки аВ зл выбирается с учетом влияния используемой на взлете механизации крыла и близости земли на зависимость су(а) (рис. 14.3). Напомним, что многие виды механизации, увеличивая коэффициент су на докритических углах атаки, уменьшают угол акрВлияние близости земли состоит в том, что, когда расстояние между землей и крылом становится соизмеримо с его хордой, ин дуцированные скорости экранируются землей (рис. 14.3). При этом углы скоса потока в районе крыла уменьшаются, а истинный
угол |
атаки |
увеличивается. |
В результате |
при |
а = const |
коэффи |
циент |
су возрастает, а угол |
<хКр уменьшается. В |
связи |
с |
уменьше |
нием |
углов |
скоса потока уменьшается и |
индуктивное |
сопротивле- |
Су отр
земли
Вблизи
С механизацией
ние крыла — происходит как бы увеличение его эффективного удлинения.
Для самолетов с крылом малого удлинения, имеющих большие критические углы атаки, запас коэффициента су обычно не лимитирует величину а„зл. Дело в том, что при высоте основных стоек шасси, приемлемой по соображениям их веса, прочности и воз можности уборки, при угле атаки 14—16° происходит касание хвостовой части самолета поверх ности ВПП. Кроме того, при боль ших углах атаки сильно развитая носовая часть фюзеляжа заслоняет от летчика ВПП, что сильно услож няет выдерживание направления взлета и заданного угла атаки.
Практически у большинства само летов аВ зл = 8-ь 12°.
При заданном угле аВ зл коэффи |
|
|
|
|
|
циент |
с у о т р |
зависит |
только |
от |
ва |
|
|
|
|
|
рианта |
|
использования |
механизации |
|
|
|
|
|
крыла. Заметим, что если даже уве |
|
|
|
|
|
личение |
с у |
max за |
счет |
применения |
|
|
|
|
|
механизации |
сравнительно |
|
невели |
|
|
|
|
|
ко, |
то |
на |
|
взлетном |
угле |
атаки |
|
|
|
|
|
(рис. |
14.3) |
коэффициент с у |
отр обыч |
|
|
|
|
|
но |
увеличивается на |
20—40 %• |
Так |
|
|
|
|
|
как |
в |
|
выражении |
(14.1) |
коэффи |
|
|
|
|
|
циент |
|
Су отр |
стоит |
под |
корнем, |
то |
Рис. |
14.3. |
К определению взлет |
при |
его |
увеличении |
на |
каждые |
2% |
ного |
угла |
атаки и |
коэффици |
скорость V0 TP уменьшается пример |
|
|
ента |
Су отр |
|
|
|
|
|
|
но |
на |
1 %. |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
Кроме того, скорость отрыва |
пропорциональна |
"\f |
или в |
соответствии |
с уравнением |
газового |
состояния |
|
• |
Следова |
тельно, при увеличении взлетного веса или температуры и умень
шении давления на каждые 2% она возрастает на 1%.
В связи с большим временем приемистости ТРД взлет обычно выполняется с тормозов: при заторможенных колесах двигатель выводится на установленный для взлета режим (максимальный или форсажный) и, чтобы начать разбег, летчик лишь отпускает тормозной рычаг. Если удержать самолет тормозами при полной тяге невозможно, разбег начинается при наибольшем числе оборо тов, при котором тормоза еще эффективны, а дальнейшее увели чение тяги производится уже в процессе движения.
У самолетов, имеющих шасси с передним колесом, разбег де лится на две фазы. В первой фазе (рис. 14.4, а) движение осу ществляется на трех колесах при стояночном (обычно небольшом) угле атаки. Так как сила тяги больше суммы сил лобового сопро-
тивления |
Q |
и трения колес |
F — F0-\-Fn, |
самолет имеет |
ПОЛОЖИ |
|
|
|
|
|
В/К |
„ |
|
|
тельное |
продольное |
ускорение |
JX = |
~ J ^ - . |
Подъемная |
сила |
Y в на |
чале разбега |
мала, |
поэтому |
сила |
веса |
в основном |
уравновеши |
вается нормальными реакциями земли N = N0 + NN. В соответствии с этим уравнения движения самолета имеют вид:
•&Jx = P-(Q |
+ n>Q; |
(н.2-1) |
у _|_ N — G = 0. |
(14.3-1) |
По достижении установленной |
скорости VnM |
летчик движением |
ручки на себя поднимает переднее колесо до положения, соответ
ствующего |
нормальному взлетному углу атаки аВял, и в дальней |
|
|
|
шем |
выдерживает |
это положе |
|
|
|
ние. |
Скорость |
подъема |
перед |
|
|
|
него |
колеса |
является |
границей |
|
|
|
между первой и второй фаза |
|
|
|
ми |
разбега. Чем скорость боль |
|
|
|
ше, |
тем выше |
эффективность |
|
|
|
продольного |
|
управления |
и, |
|
|
|
следовательно, |
легче |
выдер |
|
|
|
живать угол авзл. Однако ско |
|
|
|
рость |
W |
K должна |
быть |
на |
|
|
|
столько |
меньше |
скорости |
от |
|
|
|
рыва, |
чтобы |
за |
время |
разгона |
|
|
|
от |
первой |
до |
второй |
летчик |
|
|
|
успевал |
плавно, |
не |
|
вызывая |
|
|
|
раскачки |
самолета, |
создать и |
|
|
|
зафиксировать |
нужное |
поло |
|
|
|
жение. По этой причине |
на не |
|
|
|
которых |
самолетах с |
большой |
|
|
|
тяговооруженностью |
на |
взлете |
Рис. 14.4. Разбег |
(например, |
при взлете |
со стар |
|
|
|
товыми ускорителями) |
с |
|
нача |
лом движения |
ручка управления |
заранее |
выбирается |
|
на |
|
себя. |
В процессе разбега по достижении определенной |
скорости |
само |
лет сам поднимает нос и задача |
летчика |
лишь |
зафиксировать |
взлетное |
положение. |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
Во второй |
фазе (рис. 14.4,6) |
самолет движется |
на |
основных |
колесах, имея взлетный угол атаки. Тангенциальной Fn и нормаль
ной jVn реакций земли на переднем |
колесе нет. За |
счет увеличе |
ния угла атаки существенной стала |
вертикальная |
составляющая |
тяги Ра. Горизонтальную составляющую тяги можно считать не
изменившейся: |
Pcosa^P. |
С учетом сказанного |
уравнения движе |
ния самолета |
будут: |
|
|
|
|
g |
(Q + |
F ) > 0 ; |
(14.2-2) |
|
J x |
|
|
|
Y + Pa + N-G |
= 0. |
(14.3-2) |
Важнейшими характеристиками взлета являются продолжи тельность tp и особенно длина L p разбега. Их можно определить численным интегрированием уравнений движения, если известны зависимости тяги и угла атаки от скорости и коэффициент f тре ния колес.
Для анализа основных зависимостей и учета влияния эксплуа тационных факторов на величины tv и L v обычно вводится среднее ускорение на разбеге / ж с р . Тогда время и длину разбега можно определить по формулам равноускоренного движения:
Ускорение на разбеге определяется из уравнения (14.2):
|
|
|
|
Jx=gP~{QG |
+ F |
) |
=g(H--<P), |
|
|
(Н.6-1) |
где |
ср = |
— - |
j j — - —приведенный |
коэффициент |
торможения на |
раз- |
беге, учитывающий и аэродинамическое сопротивление Q, и силу |
трения |
колес |
F—fN. |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
Среднее ускорение на |
разбеге |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
A c p ^ ( l A c P - < P c p ) = |
^ c p ( l |
- |
j ^ ) . |
|
(14.6-2) |
|
|
При взлете с тормозов тяговооруженность самолета в процессе |
разбега |
изменяется мало. Приближенно |
можно |
считать [лСр = ио. |
Коэффициент |
«р значительно меньше тяговооруженности современ |
ных самолетов. Поэтому невысокая точность его |
определения |
не |
дает больших ошибок при расчете |
ускорения |
j x |
c v . |
Приближенно |
для всех |
самолетов при |
взлете с |
бетонной |
ВПП |
можно считать |
ф с р |
= 0,06. |
С ухудшением |
качества |
|
поверхности |
ВПП |
(неровности, |
пониженная твердость), коэффициент <р0р возрастает и на аэродро мах с плохо укатанным песчаным или сырым грунтом может до
стигать |
0,18—0,2. |
|
|
|
Чтобы выявить влияние эксплуатационных факторов на длину |
разбега, |
подставим |
выражения V0Tp (14.1) и среднего |
ускорения |
(14.6-2) |
в формулу |
|
(14.5): |
|
|
|
г |
G (1 — ряВ зл) |
(]4 7\ |
В технической документации самолетов приводятся их взлетные характеристики в эталонных условиях. Как правило, эталонными считаются условия взлета при нормальном взлетном весе, с тор мозов, с бетонной ВПП, при стандартных атмосферных условиях на уровне моря. Чтобы пересчитать эталонную длину разбега на
