Факторы, влияющие на посадочные характеристики самолета.

Посадочная масса самолета оказывает влияние на величи­ну посадочной скорости, но не на ускорение при пробеге, так как при увеличении веса самолета в такой же степени возрастают тормозящие силы трения колес и сила лобового сопротивления. Поэтому длина пробега и посадочной дистанции находятся в такой же зависимости от веса, как и посадочная скорость:

L проб = V² _пос/(2 j _ср); L пос.дист = (1,2 - 2,5) V² _пос/ (2 j _ср).

 

Механизация крыла. Отклонение закрылков увеличи­вает несущую способность крыла и поэтому уменьшает посадоч­ную скорость самолета и длину пробега. Одновременно умень­шается аэродинамическое качество за счет увеличения коэффи­циента С_Ха Это увеличивает угол снижения (планирования), следовательно, уменьшает посадочную дистанцию. Средства торможения. Торможение основных колес уменьшает длину пробега на 20—30%. Торможение самолетов реверсом тяги винтов или двигателей сокращает длину пробега до 40%.

Направление ветра. Посадку следует всегда выполнять при встречном ветре, так как попутный увеличивает посадочную дистанцию. На каждый 1 м/с скорости попутного ветра длина пробега уве­личивается на 25 м. Посадка с попутным и боковым ветром ограничивается требованиями РЛЭ. Посадка с боковым ветром опас­на, так как может вызвать снос самолета с креном и разворотом на ВПП, и требует большого внимания от пилота.

 

Параметры воздуха. Повышение температуры, умень­шение давления и плотности окружающего воздуха вызывают увеличение посадочной скорости и возрастание посадочной дис­танции.

Состояние и уклон ВПП влияют на величину тормозя- щей силы при пробеге. Наименьшая длина пробега получается при посадке на сухую бетонированную полосу на уклон.

 

 

.а- силы, действующие на са­молет при выполнении   правильного виража, б- зависимость перегрузки от угла крена.

Рис.2.2. зависимость перегрузки от угла крена.

Правильный вираж.

*

Правильным виражом называется равномерное движение са­молета по криволинейной траектории в горизонтальной плоско­сти с постоянным радиусом и углом крена.

Признаками правильного виража являются:

V= сопst; Н= = сопst; R _Вир = сопst γ = соnst;

 

Схема сил (рис. 2.2а) Движение совершается под действием пространственной системы сил. Сила лобового сопротивления Х_а вир уравновешивается силой тяги Рвир. Подъемная сила Y_авир лежит в плоскости симметрии самолета, отклоненной от вертикали на угол γ, называемый уг­лом крена; вертикальная составляющая подъемной силы Yʹ_а уравновешивает силу веса самолета G; горизонтальная состав­ляющая подъемной Yʺ_а силы остается неуравновешенной.

Условия, необходимые для выполнения этого режима, можно записать в виде уравнений:

Х_а вир = Рвир — условие равномерности (V= сопst);

Yʺ_а = G — условие горизонтальности (H = сопst).

Радиус виража. Всякая неуравновешенная сила создает ус­корение. Сила Уа создает нормальное ускорение, так как дей­ствует по нормали к траектории полета:

Y"_а = mjп,

J джи

где т =Gjg; ]_п = V²/(R_вир).

 

После соответствуюих подстановок уравнение примет вид:

 

Y"_а = (GV²)/(gR).

 

По схеме сил видно, что Yʹ_а = Gtgγ. Следовательно, GV²)/(gR) = Gtgγ

 

Отсюда найдем радиус виража R_вир = V²/(g tg γ).

 

Радиус ви­ража тем меньше, чем меньше скорость полета и больше угол крена. Радиус виража является важной характеристикой манев­ренности самолета.

 

Перегрузка на вираже. Перегрузкой самолета называется вектор, величина которого равна отношению геометрической суммы поверхностных (или мас­совых) сил к весу самолета, а направление совпадает с направ­лением ускорения.

Как всякий вектор, перегрузка может быть разложена на со­ставляющие. В связанной системе координат имеем следующие составляющие перегрузки:

нормальная n _у = Σ (Fпов)_У;

продольная n _Х = Σ(Fпов)х;

поперечная n z= Σ (Fпов)z.

где n _у = Σ (Fпов)_У; n _Х = Σ(Fпов)х; n z= Σ (Fпов)z.— сумма проекций

поверхностных сил на соответствующие оси координат.

Перегрузка на виражеопределяется формулой п_{в ир} =1 / соs γ

из которой следует, что чем больше угол крена, тем больше перегрузка на вираже (рис. 2.2.б).

При постоянном значении подъемной силы Y _аВир увеличение угла крена уменьшает вертикальную составляющую подъемной силы Yʹ_{а вир}.. Для сохранения горизонтальности полета необхо­димо, чтобы вертикальная составляющая подъемной силы оста­валась равной весу самолета.

Таким образом, чтобы при увеличении угла кре­на уравновесить вес самолета, приходится увеличивать подъем­ную силу Y_а вир, а значит, и перегрузку.

Скорость на вираже..Vвир=Vг.п . При вираже скорость полета должна быть больше, чем в го­ризонтальном полете на том же угле атаки, так как п_{ви р} >1. Объ­ясняется это тем, что за счет крена для уравновешивания силы веса на вираже нужнабольшая подъемная сила. Тяга на вираже. Сила тяги на вираже определяется формулой

Р вир = Р г.п.· n вир

БАЛАЕСИРОВКА, УСТОЙЧИВОСТЬ И УПРАВЛЯЕМОСТЬ САМОЛЁТА.

Балансировка самолёта.

Центровка самолёта Понятие о средней аэродинамической хорде крыла (САХ).

Под САХ понимается хорда некоторого условного прямоугольно­го крыла, эквивалентного данному. Крыло считается эквивалент­ным данному, если оно имеет такую же площадь и такие же ко­эффициенты аэродинамических сил и моментов.

Величину и положение САХ чаще всего находят графически (рис. 3.1). Для этого в масштабе вычерчивается полукрыло. На продолжении корневой хорды откладывается отрезок, равный концевой хорде, а на продолжении концевой хорды — отрезок, равный корневой хорде. Полученные точки А и В соединяются вспомогательной линией. Вторая вспомогательная линия соеди­няет середины хорд. Через точки 0 пересечения вспомогатель­ных линий проводится прямая, параллельная хордам крыла. Ее отрезок от передней до задней кромок крыла и является САХ. Средняя аэродинамическая хорда биплана расположена между САХ верхнего и нижнего крыльев на расстоянии, обратно про­порциональном их площадям.

Длина САХ биплана ограничена прямыми, соединяющими пе­редние и задние кромки верхнего и нижнего крыльев.

Центровка самолета. Центром масс самолета называется точ­ка приложения равнодействующей сил веса всех частей самолета, его систем, оборудования, пассажиров, грузов.

Если переднюю кромку САХ принять за начало координат, то положение центра масс самолета будет определяться координа­там X цм, Y цм, Z цм. Координаты Y цм и Z цм практиче­ски постоянны, поэтому для определения положения центра масс самолета достаточно знать координату X цм. Центровкой самолета называется координата X цм выра­женная в процентах от длины САХ.

Х̅ цм ц.м = (X цм /Ьа) 100,

где Х̅ ц.м — центровка самолета, % САХ;

Х ц.м — координата центра масс относительно передней кромки САХ;

Ь_а — длина САХ, м.

Если центровка самолета равна 25%, то это значит, что центр масс самолета находится на расстоянии САХ от ее передней кромки. Определение центровки самолета в практике его эксплуа­тации производят по центровочным графикам. Центров­ка самолёта зависит: от загрузки самолета и изменения этой загрузки в полете; размещения пассажиров и выработки топлива. Центров­ка оказывает большое

 

 

Рис.3.1.ПостроениеСАХ

 

влияние на летные свойства самолета. При уменьшении центровки возникает стремление самолета к уменьшению углов атаки, увеличивается устойчивость, уменьша­ется управляемость. Поэтому передний предел допустимых цен­тровок устанавливается из условий получения безопасной поса­дочной скорости и достаточной управляемости. При увеличении центровки возникает склонность самолета к увеличению угла атаки и потере скорости, уменьшается устой­чивость, увеличивается управляемость. Самолет становится в управлении более «строгим». Поэтому задний предел допустимых центровок устанавливается из условия обеспечения достаточной устойчивости.

 

 

Балансировка самолета.

Оси вращения самолета. Известно, что в аэродинамике при­няты две основные системы осей ординат: скоростная и связан­ная. Скоростная система рассматривалась при изучении полной аэродинамической силы крыла и ее составляющих: подъемной силы и силы лобового сопротивления.

Осями вращения самолета принято считать оси связанной си­стемы координат, начало которой берется в центре масс самолета (см. рис. 3.2.).

Моменты, вызывающие вращение самолета вокруг этих осей (рис.3.2.), получили следующие названия: М_х — крена или попе­речный момент; М_y — рыскания или путевой момент; М_z — танга­жа или продольный момент.

Условия балансировки самолета. Балансировкой называется такое состояние самолета, при котором все силы и моменты, действу­ющие на него, взаимно

уравновешены, и самолет совершает рав­номерное прямолинейное движение. Режимы горизонтального полета, набора высоты, планирования самолет выполняет в со­стоянии балансировки Для равновесия самолета необходимо и достаточно, чтобы сумма проекций всех сил на каждую из осей координат была рав­на нулю и сумма моментов всех сил относительно каждой из осей координат тоже была равна нулю.

Продольная балансировка — это состояние, при котором самолет не имеет стремления к изменению угла, атаки, т. е. к вра­щению вокруг поперечной оси. Признак продольнойбалансировки α =соnst; V = соnst. Условие продольного равновесия: ΣFx =0; ΣMx =0

Путевая балансировка — это такое состояние, при котором самолет не имеет стремления к изменению направления полета, т. е. к вращению вокруг нормальной оси. Признак путевого рав­новесия: β =соnst. Условие путевого равновесия ΣM_у =0.

Поперечная балансировка — это такое состояние, при котором самолет не имеет стремления к изменению угла крена, т. е. к вращению вокруг продольной оси. Признак попе­речного равновесия γ = соnst. Условие поперечного равнове­сия ΣMx = 0.

Совокупность путевого и по­перечного равновесий назы­вается боковой балансировкой самолета. Если все моменты, действующие на самолет, взаимно уравновешены, то считают, что самолет сбалансирован.

Причины и последствия нарушения равновесия самолета.

При изучении режимов движения самолета мы условно счита­ли, что все силы, действующие на самолет, приложены в его цен­тре масс. В действительности же в центре масс приложена толь­ко сила веса самолета. Все остальные силы создают относитель­но центра масс моменты. Равновесие самолета обеспечивается, если моменты взаимно уравновешены. В состоянии равновесия самолет выполняет определенный режим прямолинейного полета. При этом силы и моменты, действующие на самолет, сохраняют постоянное значение и могут быть названы «режимными». К ним можно отнести момент силы тяги М_Р, реактивные моменты воз­душных винтов М_R, моменты аэродинамических сил крыла оперения М_г.₀ и М_в,₀, а также балансировочные моменты. Равно­весие «режимных» моментов может быть нарушено вследствие воздействия пилота на органы управления или каких-то других причин.

К моментам, вызванным действиями пилота, следует отнести управляющие моменты и моменты, возникающие от выпуска или уборки шасси, использования механизации, из-за выработки топ­лива и т. п. Реакция самолета на действие этих моментов не является для пилота неожидан­ной. В полёте возникают моменты, которые принято считать «случайными». К ним относятся нарушения режимов работы двигателей или их от­каз в полете, обледенение са­молета, полет в неспокойном воздухе, несинхронное отклонение механизации, развитие кризисных явлений, срывное обтека­ние крыла, оперения и т. п

 

 

Рис3.2 Оси вращения самолёта.

 

 

Рис3.3 рис 3.4

а –несинхронное отклонение закрылков. Отказ двигателя.

б- горизонтальные порывы ветра.

 

При отказе в полете одного двигателя возникает большой не­уравновешенный момент (рис. 3.4)

ΣMy = (Р1 +Р2) = Р1_∙а + Р₂∙а,

где Р\—сила тяги работающей силовой установки;

Р₂ — сила тяги авторотирующего винта;

а — расстояние силовых установок от плоскости симметрии самолета.

Под действием ΔМ_у самолет разворачивается в сторону от­казавшего двигателя, т. е. нарушается путевое равновесие. В про­цессе этого разворота подъемная сила внешнего крыла становит­ся больше, чем внутреннего, на Δ Y. Появляется неуравновешен­ный момент ΔМ_Х=ΔY∙b, и нарушается поперечное равновесие, т. е. создается крен в сторону отказавшего двигателя. Одновре­менно самолет быстро теряет скорость из-за тормозящего дейст­вия отрицательной тяги винта отказавшего двигателя. Таким об­разом, создается опасность потери скорости и срыва.

Несинхронное отклонение механизации вызывает появление поперечных и путевых неуравновешенных моментов, так как от­стающий элемент механизации (например, один из закрылков) создает значительно меньшее ΔС_умех. В результате в сторону отстающего закрылка создается крен (рис. 3.4. а).

Нарушения равновесия самолета при полете в турбулентной атмосфере связаны с наличием порывов ветра (рис. 3.4). Гори­зонтальные порывы ветра (рис. 3.4. б) резко изменяют скорость обтекания или углы скольжения крыла. При этом нарушается продольное или боковое равновесие самолета. Большие боковые порывы ветра на больших высотах могут даже привести к пере­ворачиванию самолета на «спину». Вертикальные порывы ветра изменяют углы атаки самолета, вызывают нарушение продольного равновесия, создают опасность выхода самолета на α кр, «сваливание» из-за срывов потока и циклическое увеличение перегрузки. Последнее связано с энергичными бросками самолета («болтанкой») и поэтому влияет не только на прочность конст­рукции, но и на устойчивость эргономической системы «самолет — среда — пилот» и создает дискомфорт.

Наиболее опасная для самолета турбулентность возникает в» грозовых облаках, где скорость вертикальных порывов достигает 30—50 м/с. К этому добавляется опасность поражения самолета молнией. В верхней тропосфере и в стратосфере встречаются зоны ин­тенсивной турбулентности, связанные со струйными течениями.

Причиной нарушения равновесия самолета может стать спутный поток впереди летящего самолета. Воздействие спутного по­тока может быть настолько сильным, что органы управления не в состоянии будут его парировать.

Спутный поток создается концевыми вихрями крыла, стека­ющим с крыла и фюзеляжа пограничным слоем и реактивной струей двигателя.

При попадании в спутный поток изменяются все параметры движения самолета и нарушается его равновесие.

 

УСТОЙЧИВОСТЬ САМОЛЕТА.

Под устойчивостью самолета понимают его способность само­стоятельно (без вмешательства пилота) восстанавливать случайно нарушенное равновесие. непрочное. Если самолет устойчив, то при случайном нарушении равновесия появится момент, возвраща­ющий самолет в прежнее состояние. Такой момент называется стабилизирующим. Устойчивый самолет после нескольких коле­баний возвращается к исходному режиму полета.

Если самолет неустойчив, то случайное нарушение равновесия вызовет появление момента, еще более его нарушающего. Такой момент называется дестабилизирующим. Неустойчивый самолет к исходному режиму полета не возвращается.

Устойчивость самолета складывается из статической и дина­мической. Статическая устойчивость создается стабилизирующи­ми моментами, возникающими при случайных нарушениях рав­новесия (возмущениях) самолета.

Динамическая — демпфирова­нием частей самолета, которое обеспечивает затухающий харак­тер колебаний. Практически устойчивый самолет должен быть статически устойчивым и обладать хорошими демпфирующими свойствами.

На больших высотах из-за уменьшения плотности воздуха демпфирование колебаний ослабевает и для обеспечения дина­мической устойчивости самолета приходится применять специаль­ные демпфирующие устройства.

Продольная устойчивость.

Продольной устойчивостью называется способность самолета, без вмешательства пилота, восстанавливать нарушенное продоль­ное равновесие.

Нарушение продольного равновесия выражается в изменении углаатаки и скорости полета, причем изменение угла атаки происходит во много раз быстрее, чем изменение ско­рости.

Поэтому в первый момент после нарушения равновесия проявляется устойчивость самолета по углу атаки (по пере­грузке), затем устойчивость по перегрузке.

 

⇐ Предыдущая12345Следующая ⇒

Поделиться:

Воспользуйтесь поиском по сайту: