Аэродинамика и динамика полета самолета

• Название: Аэродинамика и динамика полета самолета
• Дата: 08.10.2019
• Размер: 7.32 Mb.
• Имя файла: aerodinamikadocx.pdf
• Тип: Документы; #89069
• страница: 4 из 10

Влияние температуры наружного воздуха
При фиксированной высоте полета увеличение температуры воздуха вызывает пропорциональное уменьшение его плотности:
Таким образом, влияние температуры на характеристики прямолинейного полета подобно влиянию высоты полета. В том и другом случае это вызывает изменение плотности воздуха. С увеличением температуры потребные скорости полета увеличиваются, потребная тяга не изменяется до М<0.4, располагаемая тяга и избыток тяги уменьшается. Кривые Жуковского с увеличением температуры изменяются так же, как и при увеличении высоты полета.
С достаточной для практики точностью можно принять, что с увеличением температуры воздуха на 1 0
С теоретический потолок уменьшается на 50-60 м.
Аномальные повышения температуры воздуха на больших высотах могут привести к такому уменьшению располагаемой тяги, что полет на заданной высоте станет невозможным, потребуется значительное снижение.
Потребная скорость горизонтального полета при изменении температуры воздуха на величину t определяется как:
https://psv4.userapi.com/c848028/u15046778/docs/d10/052…hdYPsRlodunVbvHvZexGc4nvoPk7UIF0QICSOhYwZzVDSwAmw
15.07.2019, 22U30
Стр. 29 из 83

Взлет самолета
(«Практическая аэродинамика и динамика полета» П.Т. Бехтир, глава 2)
Общие сведения о взлете
Взлет (полная взлетная дистанция) Lпв состоит из собственно взлета Lвзл и начального набора высоты Lнн (рис. 1 и НЛГС-3):
Lнв = Lвзл + Lнн
Собственно взлет Lвзл состоит из разбега Lp и 1-го воздушного этапа взлета L
1
,
т.е.:
Lвзл =Lp + L
1
Длина разбега Lр – расстояние по горизонтали, проходимое самолетом с момента страгивания на линии старта до момента отрыва его от ВПП.
Взлетная дистанция Lвзл – расстояние по горизонтали, проходимое самолетом с момента страгивания на линии старта до момента набора высоты 10,7 м (над уровнем ВПП в точке отрыва) с одновременным достижением скорости не менее безопасной скорости взлёта V
2
= 1,2Vc.
https://psv4.userapi.com/c848028/u15046778/docs/d10/052…hdYPsRlodunVbvHvZexGc4nvoPk7UIF0QICSOhYwZzVDSwAmw
15.07.2019, 22U30
Стр. 30 из 83

Полная взлётная дистанция Lпв – расстояние по горизонтали, проходимое самолётом с момента страгивания на линии старта до момента выхода на высоту
400 м (над уровнем ВПП в точке отрыва самолёта) или до момента, к которому заканчивается переход от взлётной к полётной конфигурации и достигается скорость полёта, равная 1,25Vс при полётной конфигурации.
Полная взлётная дистанция состоит из разбега и четырёх этапов набора высоты:
•
1-й этап – набор высоты с момента отрыва самолёта до высоты 10,7 м;
•
2-й этап – набор высоты от 10,7 м до высоты, на которой достигается скорость начального набора высоты с выпущенной механизацией;
•
3-й этап – набор высоты 120 м с выпущенной механизацией крыла;
•
4-й этап – набор высоты от 120 м до Н=400 м с одновременным увеличением скорости полёта и уборкой механизации (см. рис.1).
Набор высоты на всех этапах характеризуется определённым градиентом н
Градиент н
определяется как тангенс угла наклона траектории набора высоты н и выражается в процентах:
н
= tg н 100% = Н/ L 100%
Максимальное значение градиента набора высоты, достижимое на данном самолете в рассматриваемых эксплуатационных условиях, называется полным градиентом пн
Полный градиент набора высоты пн на третьем этапе должен быть не менее 5%,
а на четвертом – не менее 3% при всех работающих двигателях.
Нормальный взлет
Нормальный взлет – это взлет при нормальной работе всех двигателей, систем и агрегатов самолета, выполняемый с использованием предусмотренной РЛЭ
техники пилотирования. Существует также определение продолженного и прерванного взлета.
Продолженный (завершенный) взлет – это взлет, протекающий как нормальный до момента отказа одного двигателя в процессе взлета, после чего взлет продолжается и завершается с одним отказавшим двигателем.
Прерванный взлет – это взлет, протекающий как нормальный. до момента отказа двигателя, после чего начинается прекращение взлета с последующим торможением самолета до полной его остановки на летной полосе ЛП (см. рис.2).
https://psv4.userapi.com/c848028/u15046778/docs/d10/052…hdYPsRlodunVbvHvZexGc4nvoPk7UIF0QICSOhYwZzVDSwAmw
15.07.2019, 22U30
Стр. 31 из 83

Рис.2.
Взлет производится на взлётном или пониженном режиме работы двигателей.
При достижении скорости V
R
плавным и непрерывным взятием штурвала на себя самолет выводится на взлетный угол атаки и производится отрыв на скорости на
10...15 км/ч большей V
R
Скорость V
R
только на 10-15 км/ч меньше безопасной скорости взлета
V
2
=1,2Vs=1,2Vc, на которой происходит набор высоты со взлетной конфигурацией самолета при продолжении взлета с одним отказавшим двигателем. Учитывая малую разность скоростей (V
2
– V
R
), можно сделать вывод, что в процессе подъема передней опоры самолет до отрыва набирает скорость, близкую к V
2
, чем и обеспечивается безопасность отрыва. Поэтому подъем передней опоры необходимо начинать точно на приборной скорости V
R
После отрыва производится разгон самолета с набором высоты. так чтобы к
Н=10,7 м скорость была не меньше V
2
=1,2 Vс. На высоте не менее 5 м убирается шасси.
На втором этане набора L
2
скорость необходимо увеличить до V
2
+20 км/ч и поддерживать ее до высоты начала уборки механизации крыла.
При достижении высоты не менее 120 м на скорости V
2
+50 км/ч в процессе разгона самолета начинается уборка механизации крыла. Увеличение скорости в процессе уборки механизации крыла должно происходить так, чтобы к концу уборки скорость была не менее безопасной при полетной конфигурации, т.е.
V
4
=1,25 Vc. Следует также учитывать максимально допустимые приборные скорости при выпущенной механизации крыла, не допуская их превышения.
Рассмотрим схему сил, действующих на самолет при взлете (см. рис. 3). При разбеге на самолет действуют подъемная сила Y и сила лобового сопротивления
X, вес G, тяга Р, сила реакции ВПП N
1
+N
2
, равная и противоположная силе давления колес G–Y и сила трения Fтр. Величина силы трения определяется величиной силы реакции N
1
+N
2
=G–Y и коэффициентом трения Fтр, который https://psv4.userapi.com/c848028/u15046778/docs/d10/052…hdYPsRlodunVbvHvZexGc4nvoPk7UIF0QICSOhYwZzVDSwAmw
15.07.2019, 22U30
Стр. 32 из 83

зависит от состояния поверхности ВПП, т.е.:
Рис.3.
Разбег является прямолинейным ускоренным движением. Для создания ускорения необходимо, чтобы тяга силовой установки была значительно больше суммы сил лобового сопротивления и силы трения, т.е.:
В момент отрыва подъемная сила практически равна взлетному весу самолета:
Из этого выражения скорость отрыва будет определяться следующим образом:
Как видно из формулы, величина скорости отрыва зависит от взлетного веса самолета, плотности воздуха и Сyотр. При большем весе, меньшей плотности воздуха и меньшем коэффициенте Сyотр скорость отрыва большая.
Если известна скорость отрыва Vотр и время разбега tразб, то среднее ускорение самолета будет:
Длина разбега в этом случае определяется по формуле:
где j ср t
разб
= Vотр.
Как видно из формулы, длина разбега определяется скоростью отрыва и средним ускорением, причем, при уменьшении скорости отрыва и увеличении ускорения длина разбега уменьшается.
Среднее ускорение самолета jср при разбеге зависит от избытка тяги Р=Р–
(Х+Fтр) и массы самолета т=G/g и при большем избытке тяги и меньшей массе самолета ускорение большее, так как:
https://psv4.userapi.com/c848028/u15046778/docs/d10/052…hdYPsRlodunVbvHvZexGc4nvoPk7UIF0QICSOhYwZzVDSwAmw
15.07.2019, 22U30
Стр. 33 из 83

Величина длины разбега зависит от различных эксплуатационных факторов.
Плотность воздуха.
При уменьшении плотности воздуха (высокая температура, низкое давление,
высокогорный аэродром) длина разбега, увеличивается. Это можно объяснить следующим:
•
Увеличивается истинная скорость отрыва (приборная скорость постоянная);
•
Уменьшается ускорение самолета вследствие уменьшения избытка тяги
Р=P(Х+Fтр), вызнанного уменьшением располагаемой тяги.
Сумма сил лобового сопротивления и силы трения (Х+Fтр) практически не изменяется, так как при уменьшении плотности на любой истинной скорости разбега лобовое сопротивление и подъемная сила уменьшаются, а сила трения увеличивается вследствие уменьшения подъемной силы.
Взлетный вес самолета.
При увеличении взлетного веса длина разбега возрастает. Во-первых, при взлете с большим весом увеличивается скорость отрыва, во вторых, значительно уменьшается ускорение самолета jср. Самолет с большим весом инертнее, так как имеет большую массу. Кроме того, на любой скорости увеличивается сила трения,
а на больших скоростях увеличивается еще и сопротивление самолета.
Вследствие этого избыток тяги и ускорение самолета уменьшаются.
Механизация крыла.
При отклонении закрылков и предкрылков на взлете Суотр увеличивается, а скорость отрыва и длина разбега уменьшаются. При таком угле отклонения закрылков и предкрылков запас тяги Р и ускорение самолета практически не изменяются, потому что сумма сил лобового сопротивления и силы трения остается постоянной, но значительно уменьшает длину разбега.
Ветер.
При взлете со встречным ветром величина путевой скорости отрыва уменьшается на величину скорости ветра. Уменьшение путевой скорости отрыва вызывает уменьшение длины разбега.
Наклон взлетной полосы.
При взлете с полосы, имеющей угол наклона
ВПП
, составляющая веса самолета
G sin
ВПП
направлена параллельно плоскости ВПП.
Если самолет взлетает под уклон, то к тяге силовой установки добавляется составляющая веса G sin
ВПП
. Следовательно, самолет имеет большее ускорение и меньшую длину разбега, и наоборот.
Угол атаки самолета.
https://psv4.userapi.com/c848028/u15046778/docs/d10/052…hdYPsRlodunVbvHvZexGc4nvoPk7UIF0QICSOhYwZzVDSwAmw
15.07.2019, 22U30
Стр. 34 из 83

При выполнении взлета необходимо помнить, что на отр
(Суотр) каждому взлетному весу соответствует своя приборная скорость отрыва. Если пилот обеспечит отрыв самолета на этой скорости, то это значит, что отрыв произошел на расчетном угле атаки и длина разбега будет соответствовать расчетной по номограмме взлета. Для обеспечения отрыва самолета на расчетной скорости достаточно начать подъем передней опоры так же на расчетной скорости V
R
Взлётные характеристики самолета
В процессе подготовки к полету определяется максимально допустимый взлетный вес самолета с учетом обеспечения надлежащего уровня безопасности при выполнении взлета на случай отказа критического двигателя. Для этого веса определяются:
1. скорость принятия решения V
1
;
2. скорость начала подъема передней опоры Vпо (V
R
);
3. безопасная скорость взлета V
2
;
4. скорость и полные градиенты набора высоты на различных этапах
(участках) взлета;
5. потребная взлетная дистанция при всех работающих двигателях.
Определение максимально допустимого взлетного веса самолета и
скоростей: V
1
, Vпо (V
R
) и V
2
Для определения максимально допустимого взлетного веса самолета и скоростей
V
1
, Vпо (V
R
) и V
2
необходимо знать условия взлета и характеристику полной взлетной дистанции
Lпв = Lвзл + Lнн.
1.
Собственно взлет, в случае отказа одного двигателя Lвзл, должен закончиться на располагаемой дистанции (продолженного) взлета (РДВ),
которая включает: длину ВПП, уменьшенную на участок выруливания самолета (Lвыр 100 м) и длину свободной зоны (Lсз) полосы воздушных подходов (ПВП), причем участок свободной зоны, включаемый в длину
РДВ, должен быть не более 1/2 длины ВПП. В расчете обычно берется 2/3
Lсз = =ПВП
Lзв РДВ = ВПП – Lвыр + ПВП
2.
В случае продолжения взлета при отказе одного двигателя разбег самолета должен закончиться на ВПП, причем после отрыва самолет должен пролететь над ВПП 1/2 первого этапа набора высоты L1 (Н=10,7 м).
Общее расстояние Lвзл = Lр + L1/2 должно быть не более располагаемой длины разбега РДР, которая равна длине ВПП, уменьшенной на длину участка выруливания Lвыр:
Lзр = Lр + L
1
РДР = ВПП – Lвыр
3.
В случае прекращения взлета при отказе одного двигателя самолет должен остановиться в пределах располагаемой дистанции прерванного взлета
(РДПВ), которая равна длине располагаемой летной полосы (РЛП),
уменьшенной на участок выруливания Lвыр. РЛП включает длину ВПП и https://psv4.userapi.com/c848028/u15046778/docs/d10/052…hdYPsRlodunVbvHvZexGc4nvoPk7UIF0QICSOhYwZzVDSwAmw
15.07.2019, 22U30
Стр. 35 из 83

длину концевой полосы безопасности КПБ:
Lпрекр.взл РДПВ = РЛП – Lвыр = ВПП – Lвыр + КПБ
4.
Уклон полосы – это тангенс угла уклона ВПП в % ( = tg ВПП 100%),
должен быть не более 2%.
5.
По величине скорости и направлению ветра определяется составляющая ветра Wx по оси ВПП и составляющая Wz под углом 90° к оси ВПП. По величине боковой составляющей ветра Wz, с учетом состояния поверхности
ВПП
(коэффициента сцепления
), определяется возможность взлета. Осевая составляющая ветра Wx учитывается при определении максимально допустимого взлетного веса, причем расчетные графики построены так, что поправка на встречный ветер учитывает 0,5
Wx, а на попутный 1,5 Wx. Такая величина коэффициентов предотвращает взлет самолета с завышенным весом, так как в момент взлета встречный ветер может уменьшиться, а попутный увеличится.
6.
Температура в С и атмосферное давление в мм.рт.ст. на аэродроме взлёта.При наличии этих условий и характеристик полной взлётной дистанции можно определить максимально допустимый взлётный вес
Gвзл max доп и скорости V1, Vпо (VR) и V2.
Максимально допустимый взлетный вес.
По НЛГС-3 полный градиент набора высоты пн в случае отказа одного критического двигателя с этим весом должен быть на 1-м этапе набора не менее
0,5%, на 2-м – не менее 1,3%, на 3-м – не менее 3%, на 4-м – не менее 1,7%.
Величина полного градиента будет обеспечена при балансировке самолета при полете без скольжения. Если балансировка самолета будет со скольжением, то сопротивление самолета увеличится, запас тяги Р, угол набора высоты и градиент набора высоты уменьшится, но на величину не более, чем 1% на 2-м, 3- м и 4-м этапах набора высоты, т.е. чистый градиент набора высоты пн на 3-м этапе должен быть не менее 2% на V
2
=1,2 Vс.
Такой метод определения максимально допустимого веса можно объяснить следующим. Угол набора высоты определяется:
sin н = Р/G=(Рр – X – Gsin )/G tg н, а градиент н
= tg н 100%
Это означает, что градиент набора характеризует угол набора высоты, причем,
для малых углов набора tg н sin н. Величина запаса тяги Р, угла набора и градиента набора высоты при полете без скольжения определяется величиной располагаемой тяги. При увеличении высоты (уменьшении атмосферного давления и температуры воздуха) располагаемая тяга и запас тяги уменьшаются,
следовательно, для сохранения угла и градиента набора (sin н и tg н 100%)
необходимо уменьшить вес (см. формулу для определения в sin н).
В разд. 4.2. было указано, что скорость начала подъема колес передней опоры шасси V
R
выбрана так, чтобы обеспечить отрыв самолета на безопасной скорости посредством скорости срыва Vc, причем V
R
=1,15 Vc. Безопасная скорость начального набора высоты со взлетной конфигурацией самолета при убранном шасси V
2
= 1,2 Vc.
https://psv4.userapi.com/c848028/u15046778/docs/d10/052…hdYPsRlodunVbvHvZexGc4nvoPk7UIF0QICSOhYwZzVDSwAmw
15.07.2019, 22U30
Стр. 36 из 83

Рассмотрим условия выбора скорости принятия решения V
1 1. эта скорость должна удовлетворять условию Vmin эв V
1
Vпо, где Vmin эв – минимальная эволютивная скорость разбега. В случае отказа критического двигателя на разбеге на скорости Vmin эв должна обеспечиваться возможность только с помощью аэродинамических органов управления (руля направления) сохранить прямолинейное движение самолета.
2. скорость принятия решения V
1
= Vотк1дв + V
t=3c
. Это выражение означает,
что решение о продолжении или прекращении взлета пилот принимает не в момент отказа двигателя, а на несколько большей скорости. Скорость принятия решения V
1
должна быть не больше V
R
, так как по достижении
V
R
начинается подъем передней стойки шасси и через 2...3 с наступает отрыв самолета от ВПП.
После отрыва прекращать взлет запрещается потому, что не гарантируется безопасность посадки вследствие большого веса самолета и, главным образом,
по технике пилотирования. Самолет после отрыва находится на больших углах тангажа и под действием несимметричной тяги разворачивается и кренится в сторону отказавшего бокового двигателя. Пилот отклонением руля направления и элеронов парирует разворот, но при уменьшении РУД для выполнения посадки вследствие отклоненных рулей самолет будет разворачиваться и крениться в сторону работающего двигателя с одновременным снижением и увеличением углов атаки. Все это может привести к грубой посадке на одну основную опору на больших углах атаки и с боковым ударом при взлетном весе самолета. Возможен в этом случае и срыв самолета. Таким образом, при отказе критического двигателя после скорости V
R
взлет необходимо продолжать, а скорость принятия решения V
1
должна быть не больше скорости V
R
, т. е. V
1
V
R
. Такие требования к выбору скорости V
1
определяются техникой пилотирования.
Вместе с этим скорость V
1
выбирается такой, чтобы при отказе одного двигателя на разбеге гарантировалась безопасность как при прекращении взлета, так и при его продолжении. При прекращении взлета до V
1
самолет должен остановиться в конце располагаемой дистанции прерванного взлета (РДПВ). При продолжении взлета на V
1
отрыв самолета должен произойти с ВПП на расчетной скорости Vотр и к концу располагаемой дистанции разбега (ВПП) самолет должен пролететь 0,5
L
1
, а к концу располагаемой дистанции (продолженного) взлета набрать высоту
10,7 м и достигнуть скорости V
2
. Учитывая это, при отказе одного двигателя на разбеге до скорости V
1
включительно взлет прекращать, а на большей скорости обязательно продолжать.
https://psv4.userapi.com/c848028/u15046778/docs/d10/052…hdYPsRlodunVbvHvZexGc4nvoPk7UIF0QICSOhYwZzVDSwAmw
15.07.2019, 22U30
Стр. 37 из 83