Аэродинамика и динамика полета самолета
 Скачать 7.32 Mb.
|
|
Посадка самолета («Практическая аэродинамика и динамика полета» П.Т. Бехтир, глава 8) 1. Общие сведения о посадке https://psv4.userapi.com/c848028/u15046778/docs/d10/052…hdYPsRlodunVbvHvZexGc4nvoPk7UIF0QICSOhYwZzVDSwAmw 15.07.2019, 22U30 Стр. 49 из 83 Рисунок 1 Фактическая посадочная дистанция L пос – расстояние по горизонтали, проходимое самолетом с момента пролета высоты 15 м (над уровнем ВПП в точке ожидаемого касания самолета) при посадке до момента полной его остановки после пробега по ВПП. Длина пробега L пр – расстояние по горизонтали, проходимое самолетом с момента касания до момента полной его остановки на ВПП. В соответствии с нормами летной годности фактическая посадочная дистанция на аэродроме назначения должна составлять не более 60% (коэффициент запаса 1,67) располагаемой посадочной дистанции, а на запасном аэродроме - не более 70% (коэффициент запаса 1,43). Рисунок 2 Снижение самолета на глиссаде и при подходе к высоте 15м (торцу ВПП) в соответствии с нормами летной годности производится на скорости не менее V зп = 1,3 V со , где V со – скорость сваливания в посадочной конфигурации самолета, а V зп – скорость захода на посадку (в РЛЭ она обозначена 1,3 V с ). https://psv4.userapi.com/c848028/u15046778/docs/d10/052…hdYPsRlodunVbvHvZexGc4nvoPk7UIF0QICSOhYwZzVDSwAmw 15.07.2019, 22U30 Стр. 50 из 83 2. Заход на посадку, посадка и уход на второй круг Рассмотрим аэродинамические основы посадки. В процессе выравнивания Су увеличивается вследствие увеличения угла атаки и частично в результате влияния близости земли В момент приземления подъемная сила самолета равна посадочному весу: Посадочная скорость из этого выражения будет: После приземления самолет опускается на переднюю опору шасси, угол атаки его уменьшается. Выпуск гасителей подъемной силы вызывает дополнительное уменьшение С у Увеличивается сила давления колес шасси на ВПП, увеличивается сила трения и повышается эффект тормозов. Выпуск гасителей подъемной силы и тормозящих щитков вызывает значительное увеличение коэффициента С х и силы лобового сопротивления самолета. Применение реверса тяги двигателей дополнительно увеличивает тормозящие силы самолета. Таким образом, вследствие применения закрылков и предкрылков С упос значительно увеличивается, а посадочная скорость уменьшается. Увеличение коэффициента С х и силы лобового сопротивления вызывает уменьшение длины воздушного участка посадочной дистанции и длины пробега. Применение тормозных щитков, гасителей подъемной силы, реверса тяги и тормозов значительно уменьшает длину пробега. Если известны посадочная скорость V пос и время пробега самолета t пр , то средняя абсолютная величина ускорения будет: Длина пробега определяется из выражения: Среднее значение замедления пробега j ср зависит от тормозящих сил (силы лобового сопротивления X, отрицательной тяги двигателей Р, силы трения и торможения F тр1 +F тр2 + F торм ) и массы самолета т=G/g, т.е: Длина пробега: Как видно из формулы, при меньшем посадочном весе самолета G, большем С упос , https://psv4.userapi.com/c848028/u15046778/docs/d10/052…hdYPsRlodunVbvHvZexGc4nvoPk7UIF0QICSOhYwZzVDSwAmw 15.07.2019, 22U30 Стр. 51 из 83 большей плотности воздуха и больших тормозящих силах Х+P+F тр1 +F тр2 +F торм длина пробега значительно уменьшится. Большой эффект тормозящих сил будет особенно в начале пробега до скорости выключения реверса тяги, так как сила Х и тяга Р больше. На конечном участке пробега основной тормозящей силой являются тормоза самолета. Наличие встречного ветра уменьшает путевую посадочную скорость и длину пробега. При посадке на аэродром с пониженной плотностью воздуха (высокие температуры, низкое давление) длина пробега увеличивается. В случае посадки самолета с убранными закрылками С упос уменьшается, что значительно увеличивает посадочную скорость, а соответственно и длину пробега самолета. При этом значительно увеличивается и длина воздушного участка посадки. Поэтому посадка с убранными закрылками является сложной и расчет на посадку должен быть точным. Особую сложность представляет посадка на скользкую ВПП (покрытую слоем слякоти, воды или обледеневшую), так как силы торможения значительно уменьшаются. Величина максимально допустимого посадочного веса ограничена: –установленным градиентом набора высоты при уходе на второй круг с одним отказавшим двигателем; –располагаемой длиной ВПП. 3. Особенности посадки в сложных условиях и особые случаи посадки Посадка с боковым ветром. Существует три классических способа компенсации бокового ветра при заходе на посадку: • полет с углом упреждения, равным углу сноса; • полет со скольжением, компенсирующим угол сноса (при наличии крена); • комбинированный - частично угол сноса компенсируется углом упреждения и частично скольжением. Порядок компенсации бокового ветра определяется РЛЭ воздушных судов. В зависимости от типа ВС, если компенсация бокового ветра предусмотрена полетом с углом упреждения, его устранение при посадке осуществляется либо непосредственно перед касанием, либо посадка производится с подобранным углом упреждения. При устранении угла упреждения перед приземлением необходимо отклонением руля направления довернуть самолет по оси ВПП, а возникающий при этом кренящий момент по ветру необходимо парировать отклонением штурвала в направлении «против ветра». Кроме того, в момент приземления на самолет действует пара сил (сила трения колес и сила инерции, условно приложенная в центре масс самолета), момент которых стремится повернуть продольную ось самолета по оси ВПП. На пробеге так же, как и на разбеге, самолет стремится развернуться против ветра и накрениться по ветру. Направление пробега выдерживать отклонением педалей (рулем направления и поворотом колес передней опоры), а кренящий момент по ветру поворотом штурвала «против ветра». https://psv4.userapi.com/c848028/u15046778/docs/d10/052…hdYPsRlodunVbvHvZexGc4nvoPk7UIF0QICSOhYwZzVDSwAmw 15.07.2019, 22U30 Стр. 52 из 83 Посадка на скользкую и/или покрытую осадками ВПП. При посадке самолета на мокрую, покрытую слоем воды или слякоти, а также обледеневшую ВПП значительно увеличивается длина пробега и усложняется выдерживание направления пробега, особенно при наличии бокового ветра. Увеличение длины пробега и усложнение выдерживания направления на пробеге зависит от вида и толщины осадков. На влажной ВПП уменьшается коэффициент сцепления, понижается эффект торможения колес и увеличивается длина пробега. На ВПП покрытой осадками понижается коэффициент сцепления, а также появляются гидродинамические силы, действующие на колеса шасси, приводящие к эффекту гидроглиссирования. Устойчивость и управляемость («Практическая аэродинамика и динамика полета» П.Т. Бехтир, глава 9; "Аэродинамика и динамика полета транспортых самолетов" Л.Ф. Николаев) Общие сведения о балансировке, устойчивости и управляемости Движение самолета в пространстве складывается из двух видов: вращательного вокруг центра масс и поступательного движения его центра масс. https://psv4.userapi.com/c848028/u15046778/docs/d10/052…hdYPsRlodunVbvHvZexGc4nvoPk7UIF0QICSOhYwZzVDSwAmw 15.07.2019, 22U30 Стр. 53 из 83 Рис.1. Вращение самолета относительно центра масс для удобства изучения можно разложить на вращения вокруг трех взаимно перпендикулярных осей ОХ, ОУ и OZ, проходящих через центр масс и условно жестко связанных с самолетом (рис. 1). Момент, стремящийся повернуть самолет относительно продольной оси ОХ (накренить самолет), называется моментом крена Мх. Момент, стремящийся повернуть самолет вокруг нормальной оси ОУ, называется моментом рыскания Му. Момент, стремящийся повернуть самолет вокруг поперечной осиOZ, называется продольным или моментом тангажа Мz. Продольный момент Мz, увеличивающий угол тангажа, называется кабрирующим, а противоположного направления – пикирующим. Положительными моментами будут: Мz – кабрирующий, Мх – кренящий самолет на правое крыло, Му – разворачивающий самолет влево. Характер движения самолета в пространстве определяется величиной и местом приложения внешних сил. Для осуществления равномерного и прямолинейного движения необходимо, чтобы сумма сил, действующих на самолет, и их моментов равнялась нулю. В этом случае самолет находится в состоянии динамического равновесия (режимы горизонтального полета, снижения и набора высоты). В установившемся развороте, на этапах взлета и посадки сбалансированы (уравновешены) моменты сил и частично сами силы. Обычно полет самолета происходит в неспокойном воздухе, где существуют порывы ветра различного направления. При воздействии таких порывов нарушается состояние равновесия самолета. Если самолет без вмешательства пилота стремится восстановить нарушенное равновесие, то пилотировать такой самолет значительно проще. Самолет, обладающий этим свойством, называют устойчивым. Следовательно, устойчивость – это способность самолета самостоятельно сохранять и восстанавливать заданное равновесие. Устойчивость различают: статическую и динамическую. Способность самолета создавать восстанавливающие моменты называется статической устойчивостью. Самолет статически устойчив, если после нарушения равновесия возникли такие силы и моменты, которые стремятся https://psv4.userapi.com/c848028/u15046778/docs/d10/052…hdYPsRlodunVbvHvZexGc4nvoPk7UIF0QICSOhYwZzVDSwAmw 15.07.2019, 22U30 Стр. 54 из 83 вернуть его в прежнее состояние равновесия. Статическая устойчивость является необходимым условием обеспечения динамической устойчивости самолета в полете. Динамически устойчивым самолет будет тогда, когда наряду с восстанавливающими моментами он будет создавать прежде всего демпфирующие (гасящие) моменты. Эти моменты возникают в результате вращения самолета вокруг центра масс. Для уравновешивания самолета в полете в определенном положении, а также для изменения его положения в пространстве, необходимо, чтобы он был управляем. Управляемость – это способность самолета изменять свое положение в пространстве в желаемом направлении при отклонении аэродинамических рулей (руля высоты и направления или элеронов). Между равновесием, устойчивостью и управляемостью существует определенная взаимосвязь. Так, об устойчивости и управляемости самолета можно говорить только при наличии возможности обеспечить его равновесие (балансировку). Точно также самолет будет нормально управляем только при наличии достаточной устойчивости, а рули управления самолетом одновременно являются и органами его уравновешивания. Балансировка, устойчивость и управляемость рассматриваются относительно осей самолета ОХ, ОУ и OZ и называются соответственно поперечными, путевыми и продольными. Так как движения самолета относительно продольной и нормальной осей тесно связаны между собой, то их изучают совместно и называют боковыми движениями. Учитывая это, балансировка, устойчивость и управляемость делятся на продольные и боковые. Центровка самолета Равновесие (балансировка), устойчивость и управляемость самолета могут быть обеспечены только при строго определенных положениях его центра масс на средней аэродинамической хорде, выраженных в % от ее начала, т.е. центровкой самолёта: Продольное равновесие и устойчивость самолета Продольное равновесие – это такое состояние самолета в полете, при котором сумма сил, действующих на самолет, и сумма их моментов относительно поперечной оси OZ (центра масс) равна нулю. Продольная устойчивость – это способность самолета сохранять и восстанавливать заданное продольное равновесие. Самолет считается статически устойчивым в продольном отношении, если в результате нарушения продольного равновесия (изменения угла атаки, скорости) возникают восстанавливающие моменты. При полете в неспокойном воздухе, помимо воли пилота, возможно как изменение угла атаки, так и скорости самолета. Если случайные возмущения воздуха изменяют угол атаки самолета, то изменяется величина подъемной силы и перегрузки n у =Y/G. Самолет, статически https://psv4.userapi.com/c848028/u15046778/docs/d10/052…hdYPsRlodunVbvHvZexGc4nvoPk7UIF0QICSOhYwZzVDSwAmw 15.07.2019, 22U30 Стр. 55 из 83 устойчивый в продольном отношении, сам стремится самостоятельно вернуться на заданный угол атаки (заданную перегрузку). Это свойство самолета получило название продольной статической устойчивости по перегрузке (по углу атаки). Если случайные возмущения, не вызывая изменения перегрузки, вызовут изменения скорости, то самолет должен без вмешательства пилота стремиться восстановить заданную скорость. Свойство самолета сохранять и восстанавливать заданную скорость полета при постоянной перегрузке, называется продольной статической устойчивостью по скорости. Продольная статическая устойчивость по перегрузке. Предварительно введем понятие о фокусе крыла самолета. При изменении угла атаки изменяется картина распределения давления по крылу. Это вызывает изменение величины и точки приложения подъемной силы, а значит, и величины аэродинамического момента крыла как относительно его передней кромки, так и относительно центра масс самолета. Но на хорде крыла можно найти точку, относительно которой аэродинамический момент его не изменяется при изменении угла атаки в диапазоне плавного обтекания. Точка, обладающая таким свойством, получила название фокуса крыла. Рис.2. Введем понятие о фокусе самолета. При изменении угла атаки самолета изменяется угол атаки крыла, горизонтального оперения и фюзеляжа, а значит, изменяется и величина их аэродинамических сил. Прирост подъемной силы крыла Y 1 (рис. 2б), горизонтального оперения Y 2 и фюзеляжа Y 3 , вызванный изменением их угла атаки, приложен соответственно в фокусе крыла, горизонтального оперения и фюзеляжа. Сумма приростов подъемных сил Y 1 + Y 2 + Y 3 = Yс есть прирост подъемной силы всего самолета, который приложен в фокусе самолета. Таким образом, фокус самолета – это точка приложения прироста подъемной силы самолета Yс, вызванного изменением угла атаки. Положение фокуса самолета выражается в процентах средней аэродинамической хорды крыла, считая от ее начала x F = (x F /b a ) 100%, где x F – расстояние от начала b a до фокуса самолета F. https://psv4.userapi.com/c848028/u15046778/docs/d10/052…hdYPsRlodunVbvHvZexGc4nvoPk7UIF0QICSOhYwZzVDSwAmw 15.07.2019, 22U30 Стр. 56 из 83 Положение фокуса самолета зависит от скорости и высоты полета. При расположении центра масс самолета в его фокусе прирост подъемной силы не создаст восстанавливающего момента, так как Mz( Yс)=0. Центровка самолета, соответствующая этому положению центра масс, называется нейтральной х тн =x F . Самолет при нейтральной центровке находится в состоянии безразличного равновесия, т.е. на границе устойчивости и неустойчивости. При центровках меньше нейтральной самолет статически устойчив по перегрузке. Действительно, при увеличении угла атаки ( >0) положительный прирост подъемной силы самолета ( Yс), приложенный в его фокусе создает пикирующий момент Mz( Yc)<0 относительно центра масс, под действием которого самолет стремится уменьшить угол атаки до заданного. Точно так же при уменьшении угла атаки ( <0) прирост подъемной силы Yc<0 отрицательный и относительно центра масс он создает кабрирующий момент, стремящийся увеличить угол атаки самолета до заданного. Таким образом, необходимым условием, обеспечивающим продольную устойчивость по перегрузке (углу атаки), является расположение центра масс самолета впереди его фокуса, причем при более передней центровке самолет становится более устойчивым. Большую роль играет запас устойчивости, численно равный запасу центровки, который характеризуется разностью между предельно допустимой задней центровкой самолета в полете и нейтральной, так как при большем запасе устойчивости восстанавливающие моменты самолета большие. Следует обратить внимание на то, что степень продольной устойчивости по Су(m z Cу ) численно равна запасу центровки, так как запас центровки при расположении центра масс самолета впереди его фокуса: При большем запасе центровки, т.е. при более передней центровке самолета, продольная статическая устойчивость по перегрузке большая. При нейтральной центровке самолет имеет безразличное равновесие и степень продольной статической устойчивости по перегрузке m z и m z Cу равны нулю. При центровке больше нейтральной m z и m z Cу положительные и самолет по перегрузке неустойчив. На углах атаки, близких к критическому, особенно при задних центровках абсолютная величина коэффициента уменьшается. Следовательно, статическая устойчивость самолета по перегрузке ухудшается. На углах атаки около критических самолет становится статически нейтральным (коэффициент m z стремится к нулю). На углах атаки, больших критического, а при задних центровках (больших, чем предельно допустимая) и на критическом самолет становится статически неустойчивым. При этих углах атаки коэффициент m z становится положительным. Ухудшение продольной статической устойчивости на углах атаки, близких к критическому, и появление неустойчивости (явление «подхвата» – кабрирование) на углах атаки, больших критического, объясняется значительным перемещением https://psv4.userapi.com/c848028/u15046778/docs/d10/052…hdYPsRlodunVbvHvZexGc4nvoPk7UIF0QICSOhYwZzVDSwAmw 15.07.2019, 22U30 Стр. 57 из 83 центра давления крыла и фокуса самолета вперед вследствие срыва потока на его концах. Кроме того, горизонтальное оперение работает в скошенном и завихренном потоке воздуха, и это значит, что прирост его подъемной силы и восстанавливающий момент уменьшаются. На больших углах атаки носовая часть сильно выдвинутого вперед фюзеляжа относительно крыла создает дополнительную подъемную силу и кабрирующий момент. Дополнительный ка6рирующий момент создаст также воздушная струя, входящая в работающие двигатели. Этот момент создастся силой, возникающей в процессе поворота, струи в направлении оси двигателей. Все эти явления при увеличении угла атаки самолета действуют в одном направлении и обуславливают появление и рост кабрирующего момента, в результате которого продольная статическая устойчивость сначала ухудшается, а на углах атаки, около критического, самолет становится статически и динамически неустойчивым, особенно при больших задних центровках. Для улучшения продольной статической и динамической устойчивости на больших углах атаки на самолете введено ограничение предела задней центровки и выпуск предкрылков при выпущенных закрылках. Установим, из каких условий необходимо ограничить наиболее переднее положение центра тяжести. Если при некотором положении центра тяжести самолет отклонением руля может быть выведен на максимальный угол атаки (Су макс ), то у руля высоты еще имеется неиспользованный запас отклонения, а если центр тяжести сильно сдвинут вперед, то отклонения руля высоты будет недостаточным для того, чтобы вывести самолет на посадочные углы атаки. Поэтому подбирают такое сочетание отклонения руля высоты и переднего положения центра тяжести самолета, чтобы при взятии ручки управления на себя на 75-80% полного ее хода самолету было создано посадочное положение, т. е. самолет был выведен на посадочные углы атаки. Максимальное отклонение руля высоты вверх примерно соответствует выходу самолета на Су макс (критический угол атаки). Предельно передней центровкой называется центровка, при которой самолет еще может выйти на Су пос с данным отклонением руля высоты. У современных самолетов предельно передняя центровка обычно лежит в пределах 10-20% САХ. Средством, позволяющим применять более переднюю центровку (из соображений устойчивости) при данном Су пос , может служить управляемый в полете стабилизатор. При выпуске только закрылков устойчивость самолета по перегрузке будет обеспечена почти при такой же степени продольной устойчивости m z как с убранными закрылками, но до меньших углов атаки. Так, при з=30 m z становится близким к нулю при =15 ...17 , а при з=43° на =13...14°. На больших углах атаки m z становится положительным и самолет по перегрузке становится неустойчивым. При выпущенных закрылках и предкрылках продольная устойчивость самолета по перегрузке сохраняется до углов атаки 24...26° (m z <0). Значительную роль в этом случае играют предкрылки, улучшающие условия обтекания передней кромки и всей поверхности крыла. |