Аэродинамика Лигум

Т. И. Л И Г У М АЭРОДИНАМИКА И ДИНАМИКА полета турбореактивных самолетов И здание второе, исправленное и дополненное Москва «Транспорт» 1972 ОГЛАВЛЕНИЕ В в е д е н и е .......................................................................................................................................3 Глава I Физические основы аэродинамики больших скоростей § 1. Изменение параметров воздуха с высотой. С тандартная атм о сфера 5 § 2. С жимаемость воздуха : ............................................................................... 7 § 3. Распространение малых возмущений в воздухе. Зву к и зву ко вые волны ............................................................................ 9 § 4. Скорость звука : ........................................................................... 10 § 5. Число М и его значение в летной п р а к т и к е .....................................10 § 6. Скорость полета. П оправка к показаниям указателя скорости . 11 § 7. Х арактер распространения малых возмущений при различных скоростях полета . 14 § 8. Сверхзвуковой хлопок самолета ..........................................................16 § 9. Особенности образования скачков уплотнения при обтекании тел различной формы .......................................................... 18 § 10. Зависимость скорости течения газа от формы канала. Сопло Л ав ал я 20 § 11'. Критическое число М. Влияние сж имаемости воздуха на об текание крыла . . 21 § 12. Л аминарное и турбулентное течение воздуха . . . . 22 § 13. Распределение давления при докритических изакритическнх числах М 23 Глава II Аэродинамические характеристики крыла и самолета § 1. Зависимость коэффициента подъемной силы от угла атаки . § 2. Влияние числа М на протекание зависимости . . § 3. Допустимый коэффициент подъемной силы и его зависимость от числа М ................................................ ■§ 4. Зависимость коэффициента Су от числа М полета при по стоянном угле а т а к и ................................................................................... 30 § 5. Влияние числа М на коэффициент лобового сопротивления ■§ 6. Волновое сопротивление крыла . . . . . . . § 7. Интерференция . . -§ 8. П оляра самолета. В лияние шасси и механизации крыла на по ляру . i . . § 9. Влияние числа М на поляру с а м о л е т а .............................................. 38 Глава 25 27 29 31 33 35 36 III Некоторые особенности компоновки стреловидного крыла § 1. Пути увеличения критического числа М ....................................40 § 2. .Особенности обтекания стреловидного крыла . . . . § 3. Аэродинамические особенности треугольного крыла сверхзву кового пассажирского самолета . § 4. Компоновка крыла пассажирского дозвукового самолета . . § 5. Распределение сопротивления меж ду отдельными частями с а молета . . . . Глава 46 50 52 57 IV Характеристики силовой установки § 1. Общ ие сведения . . § 2. Двухконтурные (турбовентиляторные) ления . . . . , 58 двигатели первого поко 59 317 § 3. Двухконтурные (турбовентиляторные) двигатели второго ления . . . . . § 4. Основные параметры турбореактивных двигателей . . . § 5. Дроссельные характеристики . . . . . . § 6. Скоростные характеристики . . . . . . . § 7. Высотные характеристики . . . . . . . § 8. Влияние температуры наружного воздуха на тягу Т Р Д § 9. Т яговая мощность . . . . . . . § 10. Реверсивные устройства . . Глава поко . . . . . . . 63 66 68 70 72 73 74 75 V Схемы расположения двигателей на пассажирских самолетах § 1. Выбор потребного количества двигателей . . . . . § 2. Применяемые схемы расположения двигателей на дозвуковых самолетах . § 3. П реимущ ества и недостатки схем расположения двигателей . § 4. Силовая установка сверхзвукового пассажирского самолета . Глава 79 81 82 91 VI Горизоитальный полет § § § § 1. Схема сил, действующих на с а м о л е т ..................................... 96 2. Потребные тяги горизонтального п о л е т а ............................97 3. Д ва режима горизонтального п о л е т а ...................................... 99 4. Влияние температуры наружного воздуха на потребные и рас полагаемые тяги . . . 101 § 5. Определение минимально допустимой скорости горизонтального 104 п о л е т а .................................................. § 6. Реж имы горизонтального полета . . . . . . . 104 § 7. Определение потребного количества толлива . . . . 1 1 4 § 8. П олет по «потолкам» ........................................................................... 116 § 9. Допустимые высоты полета . . . . . . . 118 § 10. О тказ двигателя в п о л е т е .........................................................119 Глава VII Взлетные характеристики самолета при всех работаю щ их двигателях § § § § § § § § 1. Руление ...................................................................121 2. Методы взлета ............................................... 122 3. Силы, действующие на самолет при разбеге и взлете . . . 126 4. Нормирование скоростей подъема передней ноги шасси, от рыва самолета и безопасной скорости взлета ....................................... 128 5. Потребные длины разбега и взлетной дистанции . . . 132 6. Методы взлета . . . 133 7. 'Влияние различных факторов на длину разбега . . . 135 8. Методы улучшения взлетных характеристик . . . . 136 Глава VIII Анализ взлетных характеристик самолета при отказе двигателя § 1. Общие положения . . . 141 § 2. О пределения, принятые при рассмотрении взлетных характестик самолета . . . . 142 § 3. О тказ двигателя иа в з л е т е .......................................................... 144 § 4. Траектория набора в ы с о т ы .............................................................150 § 5. Определение максимально-допустимого взлетного (посадочно го) веса самолета в зависимости от температуры наружного воз духа и высоты расположения а э р о д р о м а ...................................... 154 § 6. Определение максимально-допустимого взлетного веса по п а раметрам Д и Р ...............................................157 318 § 7. Чистая траектория полета самолета с одним неработающим двигателем ............................................................ . . . . . 165 § 8. Пилотирование самолета с одним неработающим двигателем после отрыва ............................................... 166 Глава IX Набор высоты § 1. Силы, действующие на с а м о л е т .................................................................. 168 § 2. Определение наивыгоднейшей скорости набора высоты . . 170 § 3. Характеристики набора высоты . 172 § 4. Методы уменьшения ш ума, создаваемого пассажирскими ре активными самолетами при в з л е т е .................................................................. 174 § 5. Характеристика набора высоты с одним неработающим дви га телем . . . . . . 182 Глава X Снижение самолета § 1. Общие положения. Силы, действующие на самолет . . 1 8 3 § 2. Х арактеристики сниж ения . . . . . . . . 186 § 3. Обеспечение нормальных условий в кабине при снижении, набо ре высоты и полете на больших в ы с о т а х .............................................. 187 Глава XI П осадка самолета § 1. Схемы захода на п о с а д к у ...........................................................................189 § 2. П олет по глиссаде. Выбор скорости предпосадочного сниж е ния . . 191 § 3. Этапы посадки с а м о л е т а .................................................................................... 195 § 4. Методы сокращ ения послепосадочного пробега самолетов . 199 § 5. Зависимость длины пробега от различных эксплуатационных факторов . . . . . . . . . . 204 § 6. Особенности пробега самолетов шо мокрым, обледеневшим и заснеженным В П П ........................................ . . . . 205 § 7. П осадка с боковым в е т р о м ...........................................................................211 § 8. Минимум погоды для посадки и в з л е т а ......................................................213 § 9. Уход « а второй к р у г ...................................................................................218 Глава XII В ираж § 1. Схема сил, действующих на с а м о л е т ............................................................... 220 § 2. П араметры вираж а . . . . . . . . . 221 § 3. Расчет параметров вираж а по B C A R ................................................................223 Глава X III Продольное равновесие, статическая устойчивость и управляемость § 1. Общие п о н я т и я ........................................................................................................ 224 § 2. Момент тангаж а в прямолинейном п о л е т е ............................................ 227 § 3. Ц ентровка самолета. Средняя аэродинамическая хорда . . 231 § 4. Фокус кры ла и сам олета. Н ейтральная центровка . . 233 § 5. Продольное равновесие, балансировочные кривые отклонений руля высоты . . . . . . . . . . . . 236 § 6. Балансировочные кривые усилий. Ш арнирный момент руля вы соты .................................................................239 § 7. П родольная устойчивость самолета по перегрузке я скорости . 245 § 8. Характеристики продольной управляемости и их связь с устой чивостью . . 248 § 9. Балансировка самолета на взлете и посадке , 250 § 10. П ерестановка стабилизатора на взлете и посадке . . . ?53 319 § 11. Поведение самолета при выходе на большие углы атаки . 25 § 12. Вертикальные порывы. Допустимое число М крейсерского по лета ............................................................ 26 § 13. Допустимые перегрузки при попадании самолета в верти кальный поток . . . . . . . . . . . 26 § 14. А втомат углов атаки и п е р е г р у з к и ....................................................... 96 Глава XIV Боковое равновесие, статическая устойчивость и управляемость § 1. Общие сведения . . . . 27 § 2. Боковое равновесие . . . . . . . . . . 27 § 3. Усилия от элеронов и руля направления. Балансировочные к р и в ы е .................................................. 27 § 4. Боковая статическая устойчивость .......................................................... 27 § 5. П оперечная устойчивость . . . . . . . . 97 § 6. П утевая устойчивость . 97 § 7. Характеристики поперечной у п р а в л я е м о с т и ............................................... 27 § 8. Градиенты угловой скорости крена по углу отклонения элеро нов и усилий на ш турвале по угловой скорости крена . . . . 28 § 9. Характеристики путевой у п р а в л я е м о с т и .......................................................28 § 10. О братная реакция по крену на отклонение руля направления 28 Глава XV Характеристики возмущенного § § § § § § § § § § движения самолета 1. Общие сведения . . . . 281 2. Д в а типа возмущенного продольного движ ения . . . . 29' 3. Д в а типа возмущенного бокового движения . . . . 29 4. Аэродинамические моменты при неустановившемся движении . 29 5. Улучшение характеристик устойчивости и управляемости . 29 6. Система управления самолета . 29 7. Работа САУ в системе управления рулем высоты . . . 30! 8. Р абота САУ в системе управления элеронами . . . . 30. 9. Р абота САУ в системе управления рулем направления . . 30 Ю. Общие сведения о бортовых системах автоматического управ ления полетом с а м о л е т а ....................................................................................311 Та ве ль Иосифович Л и г у м АЭРОДИНАМ ИКА И ДИНАМ ИКА ПОЛЕТА ТУРБОРЕАКТИВНЫ Х САМОЛЕТОВ Р едактор И. В. М ариян Техн. редактор Т. А. Гусева Корректор Г. А. Попова Сдано в набор 12/IV 1972 г. Подписано в печать 31/Х 1972 г. Бум ага бОХЭО'Ае .\а 1. Печ. л. 20. Уч.-изд. л. 22,55. Т ираж 8000. З а к а з 4779. Цена 1 р. 30 к . Т-15189.. И зд, № 1—3— 1/17 № 4949. г. Куйбышев, пр. К арла М аркса, 201. Тип. изд-ва «В олж ская коммуна». УДК 629 7.015:533.601.3.004.2(022) Аэродинамика и динамика полета турбореактивных самолетов. JI и г у м Т. И. И зд. 2-е, испр. и доп. И зд-во «Транспорт», 1972, с. 1—320. В книге изложены физические основы аэродинамики боль ших скоростей, влияние сжимаемости воздуха на аэродинами ческие характеристики крыла и самолета. Основное внимание уделено динамике полета пассажирских турбореактивных са молетов. Рассматриваю тся взлетные характеристики самолетов и методы их улучшения; отказ двигателя на взлете и выбор характерны х скоростей; наивыгоднейшие режимы набора вы соты; скорости при наборе; горизонтальный полет; снижение; заход на посадку; посадка; вираж и и развороты; устойчивость и управляемость, а такж е характеристики силовых установок турбореактивных самолетов. Многие вопросы летных характеристик, устойчивости и уп равляемости самолета изложены в соответствии с требова ниями норм летной годности СССР и BCAR. Книга рассчитана на летный и инженерно-технический со став, курсантов летных училищ и школ, работников авиацион ной промышленности. Она мож ет быть использована студен тами высших и средних учебных заведений. Табл. 16, рис. 179. 3-18-6 89-72 ВВЕДЕНИЕ С о в р е м е н н ы е пассажирские л транспортные самолеты оснащ аются турборе а к т и в н ы м и двигателями, которые обеспечивают большую скорость полета, вплоть до сверхзвуковой. Турбореактивный двигатель проще по устройству, чем порш невой и турбовинтовой, и надеж нее в эксплуатации. З а короткое время эксплу атации достигнуты сроки служ бы меж ду ремонтами 2000—5000 ч. Многолетний опыт акоплуатации пассаж ирских самолетов с турбореактив ными двигателями показал, что они могут быть экономичны не только ери боль ших дальностях полета (2500—5000 км), но и при средних и д а ж е малых. П оэ тому на смену пассажирским турбореактивным самолетам первого поколения (Ту-104, Боинг-707, ДС-8, «Комета») пришли самолеты второго поколения (Ту-124, Ту-134, Як-40, ДН-121 «Трайдент», Б а к - I l l , Боинг-727 и 737, ДС-9 и д р), значительно меньшие по габаритам и предназначенные для эксплуатации на линиях протяженностью 800—Л500 км. Д альнейш ее успешное развитие пассажирского самолетного парка привело к созданию самолетов более экономичных и с большей дальностью полета, т. е. самолетов третьего поколения (Ил-62, Ту-154, Боинг-747, ДС-10, А-300 и др). Л етные характеристики турбореактивных самолетов отличаются от самоле тов с поршневыми и турбовинтовыми двигателями рядом особенностей, которые определяются своеобразием скоростных и высотных характеристик двигателей и аэродинамически-конструктивными особенностями самолетов, а так ж е услови ями полета «а больших скоростях и высотах. С появлением реактивной авиации возросло значение аэродинамики больших скоростей, которая рассматривает движение тел в воздухе с учетом его сж им а емости. Н а необходимость оценки влияния сж имаемости воздуха впервые у к а зал русский ученый С. А. Чаплыгин в своем труде «О газовы х струях», опубли кованном еще в 1902 г. Он ж е разработал метод теоретического решения задач о движении газа с учетом его сжимаемости. Советские ученые академики С. А. Христианович, М. В. Келдыш, А-. А. Д о родницын, профессора В. С. Пышнов, Ф. И. Ф ранкль, И. В. Остославский, Б. Т. Горощенко, Я. М. Серебрийский, А. П. М ельников и многие другие своими ис следованиями в области аэродинамики больших скоростей дали много ценного для проектирования скоростных пассажирских самолетов. Отечественные турбореактивные пассажирские самолеты, созданные авиа конструкторами А. Н. Туполевым, С. В. Ильюшиным и А. С. Яковлевым, нахо дятся на уровне мировых стандартов, надеж ны и удобны в эксплуатации. При переиздании книги впервые сделана попытка осветить некоторые р аз делы, особенно касающ иеся летной эксплуатации дозвуковы х пассажирских са молетов, в соответствии с нормами летной годности. В качестве примера р ас сматриваю тся требования Н Л Г СССР и британских норм летной годности (BCAR), по которым в свое время были сертифицированы самолеты Ту-134 и Верный принципу миролюбивой внешней политики и придающий большое значение развитию граж данской авиации, как средству, направленному на рас ширение и упрочение деловых, культурных и экономических связей меж ду от дельными странами, Советский Союз в октябре 1970 г. присоединился к Чикагской конвенции 1944 г.,1 в соответствии с которой была учреж дена М еждуна1 С т р о м о в А. СССР — член ИКАО. — «Г раж данская авиация», 1971, № 6 , с. 8—9. 3 родная организация граж данской авиации — ИКАО (ICA O ), и стал его полно правным членом. Деятельность ИКАО натравлена на дальнейшее повышение безопасности по летов, разработку единых международных стандартов и рекомендаций в обла сти гражданской авиации, создание максимальных удобств для пассажиров и т. д. Советский Союз как член ИКАО может полнее использовать мировой опыт в развитии граж данского воздуш ного флота, а так ж е внедрять свои достиж е ния в международные авиационные стандарты, шире развивать международные контакты. В своей деятельности ИКАО руководствуется «М еждународными стан дарта ми» — документом, который регламеитирует -правила и нормы международного авиационного транапорта и основные требования к летательным аппаратам. «Ме ж дународные стандарты» включают в себя комплекс минимальных технических требований, единообразное применение которых считается необходимым для обе спечения безопасности и регулярности .международной граж данской аэронави гации и являю тся основой для признания госу дар ствам и — членами И КАО сви детельств (сертификатов) о пригодности к полету1. В более полном объеме детальные требования, считающиеся обязательными и необходимыми в качестве основы для выдачи свидетельства о пригодности к полету, содерж ат национальные нормы летной годности «национальные стан дарты». В настоящее время нормы летной годности имеют СССР (Н Л Г С С С Р ), США (FA R ), Англия (BCAR), Австралия, Франция. В новом издании материал большинства глав значительно переработан и дополнен некоторыми данными по самолетам Ту-134А, Ту-154 и Ил-62. 1 Сертификат (свидетельство о летной годности) представляет собой юри дический документ, выдаваемый государством — членом ИКАО на основании рассмотрения конструкции и летных данных летательного аппарата и удостоверя ющий удовлетворение (соответствие) требованиям рассматриваемых националь ных норм летной годности. Гл а вa I ФИ ЗИ ЧЕ СК ИЕ ОСНОВЫ А Э Р О Д И НА М ИК И БОЛЬШИХ СКОРОСТЕЙ § I. И З М Е Н Е Н И Е ПАРАМЕТРОВ ВОЗДУХА С ВЫСОТОЙ. СТАНДАРТНАЯ АТМОСФЕРА Н а полет самолета, как и других летательны х аппаратов, оказы вает влия ние состояние атмосферы — воздуш ной оболочки, окружаю щ ей Землю. Поэтому важно знать состав атмосферы и процессы, происходящие в ней. Атмосфера имеет четко выраженную нижнюю границу, которой является земная поверхность. В ерхняя граница определяется в известной степени услов но, так как плотность воздуха непрерывно убы вает с высотой и уж е на высоте 100 км примерно в 1 млн. раз меньше, чем у поверхности земли. Обычно за верхнюю границу атмосферы принимают условно высоту, на которой плотность воздуха приближ ается к плотности газов, заполняю щ их меж планетное прост ранство. Данны е прямых и косвенных наблюдений показывают, что атмосфера име ет слоистое строение. М еж дународным геодезическим и геофизическим союзом в 1951 г. принято деление атмосферы на пять основных сфер (слоев): т р о п о сферу, с т р а т о с ф е р у , м е з о с ф е р у , т е р м о с ф е р у и э к з о с ф е р у . Т р о п о с ф е р а — нижний слой атмосферы, простирающийся в средних ши ротах до высоты 10— 12 км, в тропиках — до 16— 18 км, в полярных областях— до 8— 10 км. Этот слой представляет огромный практический интерес для ави ации, так как многие важнейш ие явления, с которыми приходится встречаться пилоту, развиваю тся главным образом в тропосфере. Здесь происходит образо вание облаков и туманов, .выпадение осадков, развитие грозовых явлений, обле денение самолетов и т. д. Н аиболее существенной особенностью тропосферы является понижение тем пературы с подъемом на высоту (в среднем на 6,5° на 1 км вы соты ). Вследст вие такого распределения температуры тропосфера оказы вается в общем не устойчивой; в ней происходит непрерывное движ ение воздуха не только в гори зонтальном направлении, но и по вертикали. При этом более теплый воздух, поднимаясь вверх, попадает в слои с более низким давлением, расш иряется и охлаж дается, а более холодный воздух, опускаясь вниз, попадает в слой с более высоким давлением, сж имается и нагревается. Э тот процесс называется т е р мической турбулентностью (конвекцией). Кроме конвекции, перемешивание воздуха в тропосфере вызы вается так н а зываемой д и н а м и ч е с к о й (механической) т у р б у л е н т н о с т ь ю , обуслов ленной трением воздуха о земную поверхность и его интенсивными вертикаль ными перемещениями на границах меж ду холодными и теплыми воздушными маюсами. Тепловое и механическое влияние поверхности земли наиболее сильно оказывается на высотах до 1—2 км. Граница тропосферы назы вается тропопаузой. Толщина тропопаузы колеб л я от нескольких сотен метров до нескольких километро®. Тропопауза обычно не представляет собой сплошного слоя, окружаю щ его весь земной шар, ее 5 высота и температура зависят от географической широты, времени года и р а з вивающихся атмосферных процессов. Н ад экватором и прилегающими районами тропопауза располагается в среднем на высоте 16— 18 км (И ндия), в умеренных широтах на высоте 10— 12 км, в полярных областях на высоте 8— 10 км, а иад полюсом она может опускаться до 5—6 км. Современные пассажирские турбо реактивны е самолеты соверш ают полеты 'Преимущественно вблизи тропо-паузы. Характерной чертой является наличие болтанки вблизи тропопаузы. Поэтому особое внимание следует обращ ать на ее положение по маршруту. Струйными течениями называются большой протяженности зоны очень сильных ветров, наблюдающ ихся в верхних слоях тропооферы, обычно на высотах 9— 12 км. И сследования послевоенных лет показали, что минимальная скорость струйного течения (вдоль его оси) равна примерно 100 км/ч, а макси м альная— 750 км/ч* (над Тихим океаном). Н ад территорией СССР скорость ве тра в струйных течениях достигает 100—200, а иногда — 350 км/ч*, н ад Север ной Атлантикой и Западной Европой — 300— 400, над США — 500 и над Япо н и ей — 650 км/ч. Струйное течение напоминает гигантскую сильно сплюснутую трубу высотой в среднем 2—4 км и шириной 500— 1000 км. Эти течения в основ ном имеют направление с зап ада на восток, но на отдельных участках могут значительно менять его. Д л я увеличения скорости полета целесообразно использовать попутные струйные течения, а при полете против ветра выбирать эшелоны выш е или ни ж е оси струй на 1—2 км. К ак правило, струйные течения проходят в районе расположения тропопаузы. При этом необходимо учитывать, что для струйных течений характерно н а личие значительной турбулентности, вызывающей болтанку самолетов на боль ших высотах. Стратосфера располагается над тропопаузой и простирается пример но до высоты 35—40 км. Д л я ее нижних слоев характерно постоянство темпе ратуры по высоте. Водяной пар в стратосфере содерж ится в ничтожных коли чествах и поэтому в ней нет облаков, из которых выпадали бы осадки. По д а н ным летчиков, совершающих полеты на высотах 12— 16 км, в нижней страто сфере чаще всего наблю дается безоблачная погода. Состояние воздуха устойчи вое, вертикальные движ ения слабые. Это обеспечивает спокойный полет сам о летов. Болтанка наблю дается редко и только вблизи тропопаузы. М е з о с ф е р а простирается от верхней границы стратосферы до высоты 80 к.ч. По аналогии с тропопаузой переходной слой меж ду стратосферой и ме зосферой называется стратопаузой. В нижней части мезосферы имеется слой температурной инверсии1, обуслов ленный наличием озона. В 'верхней части мезосферы вследствие почти полного отсутствия озона температура воздуха резко понижается. Поэтому там возни кают достаточно мощные вертикальные токи, т. е. происходит перемешивание воз духа, аналогичное турбулентному движению воздушных масс в тропосфере. На зыоотах около 60 км скорость воздушных течений достигает 140 м/сек, на высо тах около 80 к м — 160 м/сек. Выше мезосферы находится т е р м о с ф е р а (до высот ~ 8 0 0 км) и э к з о с ф е р а , являю щ аяся внешним слоем земной атмосферы. Термосфера и экзосфе ра для .пассажирских самолетов практического значения не имеют. Такова краткая характеристика строения атмосферы. Состояние атмосферы характеризуется 'рядом метеорологических элементов: давлением, температурой, влажностью , облачностью, осадками, ветром и т. д. Вследствие неодинакового прогрева воздушных масс у экватора и на полю сах образуются течения, в результате которых холодный воздух перемещается к экватору, а более теплый к полюсам. П од действием вращ ения Земли в Се верном полушарии воздушный поток отклоняется вправо и меняет направление с южного на ю го-затадное, а к 30° северной ш и роты — н а западное, поэтому полеты с зап ада на восток над территорией СССР происходят с попутным вет* К р а в ч е н к о И. В. Л етчику о метеорологии. М., Воениздат, 1958, с. 147— 148. 1 Повышение температуры воздуха с высотой в определенном слое атмос феры называется и н в е р с и е й . 6 а полеты с востока на зап ад против ветра. Смена западных ветров на во* ч ’ные просходит на высотах около 20 км. Если поршневые самолеты летают СТлько в нижней тропосфере (2—3 км), то реактивные (иногда и пассажирские) в е р х н е й и частично в нижней стратосфере ( # = 1 5 —20 км). В Развитие скоростной пассажирской авиации позволяет в ,настоящее время еошать полеты со сверхзвуковыми скоростями, соответствующими числам М = =23—2,7. При этом полет будет происходить в стратосфере ( # = 1 8 —21 км). На уровне моря воздух состоит из смеси азота (78,08% объема сухого воз духа), кислорода (20,95%) и незначительного количества других газов (аргона, У глекислого газа, водорода, неона, гелия и др.). Воздух содерж ит такж е водя ные пары. В тропосфере и стратосфере температура, давление, плотность и влаж ность воздуха колеблются в довольно широких пределах в зависимости от географи ческой широты местности, времени года и суток, метеорологических условий. Д ля того чтобы везде сущ ествовало единое представление о характерис тиках атмосферы, принята стан дартн ая атмосфера — условное распределение по высоте давления, плотности и температуры для сухого и чистого воздуха (без влаги и пыли) постоянного состава, применяемое д л я инженерных, преимущест венно авиационных, расчетов в целях их сравнимости (например, при расчетах подъемной силы и лобового сопротивления, для градуировки различных аэрона вигационных приборов, в частности высотомеров и других приборов). В стандартной атмосфере высота отсчитывается от уровня моря. Н ормаль ными условиями на уровне моря считаются: атмосферное давление р 0 = 760 м и рт. ст., .плотность в о зд у х ар =0,125 кГ.сек^/м*, температура г \,= 15°С (или Г 0 = = 2 8 8 °К ) и удельный вес воздуха \’о = 1,225 кГ/л 13. Изменение давления и плотности воздуха с высотой, происходящее по опре деленному закону, вычисляется для каж дой высоты по специальным формулам. Результаты вычислений в табл. 1 основных параметров стандартной атмосферы (по ГОСТ 4401—64). § 2. С ЖИ МАЕ МО С Т Ь ВОЗДУХА Сжимаемость — это свойство вещества изменять свой первоначальный объ ем (и, следовательно, плотность) при изменении давления или температуры. При решении технических вопросов .сжимаемость учитывают в тех случаях, когда изменение объема (плотности) является значительным по отношению к первоначальному объему (плотности). Если твердые тела и ж идкости подвержены сж атию (расширению) в не большой степени, то газы, наоборот, очень легко изменяю т свой объем. Н апри мер, для сж атия воздуха при постоянной температуре на '/юо его объема (т. е. на 1%) необходимо увеличить давление на Д/?=0,01 ат, в то время как для т а кого ж е уменьшения объема воды требуется давление Д р = 220 ат, а для стали еще больше (18 300 ат). Поэтому все газы сж имаемы в гораздо большей степени, чем жидкости. Н а пример, если давление в данной массе газа увеличивается так, что температу ра его при этом не меняется, то объем газа уменьшается. При удвоении первона чального давления объем уменьшится на 50%. Столь ж е велико изменение объема газа и при нагреве. Различие в сжимаемости жидкостей и газов объясняется их молекулярным строением. В жидкости расстояния между молекулами малы, т. е. молекулы до статочно уплотнены, что и определяет малую способность жидкостей к сжатию. По сравнению с ж идкостями газы имеют чрезвычайно малую плотность. Н апри мер, плотность воды больше плотности воздуха в 816 раз. М алая плотность воз духа, а такж е других газов объясняется тем, что в газах расстояния меж ду мо лекулами намного превышают размеры самих молекул. П оэтому при увеличеяии Давления объем газа уменьшается за счет сокращ ения расстояния м еж ду моле кулами, при этом возрастает упругость газа. Необходимость учета сж имаемости воздуха в авиационных задачах обус ловлена тем, что при больших скоростях полета в воздухе возникают значи тельные разности давления, вызывающие существенное изменение его плотно7 § 4. СКОР ОСТ Ь ЗВУКА В газовой динамике для скорости звука известна следую щ ая формула: а = лу / — д у м и е к , где Д р — изменение давления, Ар — вызванное им изменение плотности газа. Д ело в том, что всякое возмущение в газе (местное повышение давления и плотности) стремится распространиться в виде волны. Одним из видов таких волн является звуковая волна, представляю щ ая собой быстро распространяю щийся процесс уплотнения и разреж ения газа на малую величину ± Д р . О дно временно изменяется и местное давление газа на величину ± Д р . Если среда абсолютно несжимаема, т. е. при любом повышении давления объем или плотность остаются неизменными, то, как видно из приведенной ф ор мулы, скорость звука будет очень большой. В такой среде всякие возмущения распространялись бы на любое расстояние мгновенно. Как было указано выше, величина скорости звука различна у разных га зов, и, кроме того, она зависит от температуры. С подъемам на высоту темпе ратура и скорость звука уменьшаются. Поэтому влнянне сж имаемости на полет сам олета на больших высотах долж но сказы ваться сильнее. Приведем некоторые значения скорости звука при t=Q°C: для азота 337,3, водорода 1 300 и воды 1450 м/сек (для твердых тел, которые менее сжимаемы, чем газы, скорость зв у к а еще больше; так, в дереве скорость з,вука равна 2800, в стали 5000 и в стек ле 6600 м/сек). Самолет в полете, расталкивая воздух во все стороны, частично сж имает его. При малой скорости иолета воздух .вяереди самолета успевает раздвинуть с я и приспособиться к обтеканию, сж атие в этом случае незначительно. При большой же скорости полета сж атие воздуха начинает играть главную роль. Скорость звука, т. е. скорость распространения малых изменений плотности и давления, служ ит показателем сжимаемости среды. § 5. Ч И С Л О М И ЕГО В Л Е Т Н О Й ПР АКТИКЕ Отношение скорости полета числом М (или потока) к скорости З Н А Ч Е Н ИЕ звука называется П редположим, что истинная скорость полета самолета на высоте 10 000 м 255 равна 920 км/ч (255 м/сек). Тогда число М = зод — 0,85- Иными словами, ско рость полета будет составлять 85% скорости звука на данной высоте. С равнивая скорость движ ения тела в воздухе со скоростью звука в тех же условиях, мож но судить о влиянии сжимаемости воздуха на характер обтекания тела. Число М является критерием оценки влияния сжимаемости воздуха на обтекание тела (на параметры потока). Чем больше число М, тем сильнее вли яние сжимаемости воздуха. Д л я контроля числа М в полете применяется прмбор — указатель числа М (М -метр), устанавливаемый обычно на приборной доске пилота. В полете, особенно при выполнении эволюций с потерей высоты, необходимо следить за показаниями этого прибора, не допуская превышения наибольшего числа М, разреш аемого инструкцией по пилотированию данного самолета. Если с увеличением высоты скорость полета будет оставаться постоянной, то число М будет возрастать, так как уменьшается скорость звука. Без 'Прибора, указателя числа М, полет на 'реактивном самолсте вызы вал бы большие затруднения, так как считывание скорости по прибору и истинной 10 оости не дает пилоту представления о величине числа М. Если самолет соеошает .полет, например, со скоростью по прибору 500 км/ч на высоте 12 000 л , о истинная скорость будет около 930 км/ч, а скорость звука 1 062 км/ч, поэто му 'при данном режиме полета число М = 0,875. Если ж е самолет со скоростью о прибору 500 км/ч летит на высоте 1 000 м, то истинная скорость будет лишь 526 км/ч, а число М = 0,43. Н а турбореактивном дозвуковом самолете изменение числа М по профилю полета мож ет быть представлено следующим образом. После взлета, уборки щасеи и механизации крыла сам олет оазгоняется до скорости 500—600 км/ч по прибору и переводится в набор высоты. При этом, начиная с высоты око ло 1000 л , прибор М-метр показы вает число М = 0,5—0,55. В течение набора высоты истинная скорость будет возрастать, скорость звука уменьшаться, а число М увеличиваться. При выходе на высоту 8 —9 км число М достигает значения 0,63 — 0,66 (в зависимости от фактической температуры на высоте). Н а высотах 10— 12 км при разгоне самолета число М возрастет до 0,80—0,85. На больших высотах оно будет больше при сохранении тех ж е истинных ско ростей. Турбореактивные самолеты, как и многие другие скоростные самолеты, имеют ограничения по числу М из условий устойчивости и управляемости (подробно о выборе числа М см. в гл. ХШ и X IV ). П оэтому (особенно на боль ших высотах) недостаточно контролировать полет по скорости, а нужно такж е наблюдать за указателем числа М. § 6. СКОР ОСТ Ь ПОЛЕТА ПОПРАВКА К ПОК АЗ АН ИЯ М УКАЗАТЕЛЯ СКОРОСТИ Указатели скорости самолетов замеряю т величину перепада давлений Др между динамической (р н о ) и статической камерами ( р н ) приемника воздуш ного давления (П В Д ), который представляет собой скоростной напор набега ющего потока: Рн^ист Ч = ЬР = Рн ~ Р н = ' -----2----- ' И с т и н н а я с к о р о с т ь полета не совпадает с той скоростью, которую показывает прибор, так как на П В Д оказываю т влияние возмущения, созда ваемые самолетом, и сж имаемость воздуха. Кроме того, величина истинной с к о р о с т и полета зависит от инструментальной поправки. Поэтому для устранения указанных погрешностей в показания приборов вносятся следующие поправки: аэродинамическая, учитываю щая отличие мест ных давлений (в месте расположения П В Д ) от давлений в невозмущенном н а бегающем потоке, поправка на сж имаем ость и инструментальная поправка1. Кроме того, при введении поправок учитывается запазды вание показаний при боров. Скорость, которая читается по прибору (по широкой стрелке), как прави ло, не равна индикаторной скорости. П оэтому для нее установлено особое н а звание— С К О Р О С Т Ь ПО Прибору (Упр). Скорость, которую показал бы идеальный (не имеющий погрешностей) указатель скорости, называется и н д и к а т о р н о й (V ,). V t V пр ВК а + oV7с ж + й^ннсгр + &V7з а п , где 6Va — аэродинамическая поправка; 6У'СЖ— поправка на сжимаемость; ' Летные испытания самолетов. М., « • Г. К ° т и к, А. В. П а в л о в, И. М. • р - С а р д а н о в с к и й 380 с. «Машиностроение», 1965, с. 48. Авт.: П а ш к о в е к и й , М. Г. Щ и т а е в , 11 бУинстр — инструментальная поправка, учитываю щая особенности конструкции и технологические неточности при изготовлении прибора; 6V3an — поправка, учитываю щ ая запазды вание показаний прибора. Постоянству скоростного напора соответствует постоянство индикаторной, а приближенно и скорости по прибору. Если вы держ ивать значение индикатор ной скорости с подъемом на высоту постоянной, то так ж е приближенно по стоянной будет и скорость по прибору, которую пилот выдерж ивает по ши рокой стрелке комбинированного указателя скорости. Земной индикаторной скоростью называется индикаторная скорость плюс поправка на сж имаемость воздуха У i з == V i — 5V с и . На уровне моря независимо от температуры воздуха V 13 = V i , ИЛИ V i 3 = Vnp + + &1'инстр + oV73an. В аэродинамических расчетах значениями 6УПнстр и бКзап вследствие мало сти часто пренебрегают и руководствую тся формулой F i0= У'пр+бКаИстинной скоростью назы вается скорость движения самолета относительно воздуха (читается по тонкой стрелке прибора) Va =Viti~b. Комбинированные указатели скорости КУС-1200, которыми оснащены ре активные самолеты (М = 0 ,9 -н 0 ,9 5 ) показываю т скорость по прибору и истинную. При полете на малой высоте (где плотность воздуха близка к земной, равной 0,125 к Г -сек 2/м 4) скорость по прибору и истинная совпадают, и обе стрелки Рис. 1. Н омограмма для определения поправки на сж имаемость воздуха 12 п р и б о р а движ утся по ш к а ле будучи совмещенными. С п о д ъ ё м о м на высоту ис тинная скорость превышает скорость по прибору и стрелки расходятся, обра зуя «вилку». Зн ая истин ную скорость и скорость в е тра, можно определить пу тевую скорость, т. е. ско рость перемещения сам оле та относительно земли. В летной практике и аэроди намическом расчете пользу ются понятиями как скоро сти по прибору, так и ин дикаторной. Чтобы перейти от скорости по прибору к индикаторной, нужно внести аэродинамическую поправку на сжимаемость воздуха (пренебрегая малым значе нием бУинстр И б^зап ). Д ля скоростных самолетов существенной является поп Vij, км/ч 300 300 BOO равка на сжимаемость в оз духа, величина которой м о Рис. 2. Н омограмма для определения числа М ж ет быть от 10 до 100 км/ч. Эффект сж имаемости воздуха увеличивает показания указателя скорости, по этому бУсж всегда отрицательна (рис. 1). Аэродинамическая поправка мож ет быть как положительной, так и отридательной. Если поправка на сж имаемость одинакова для всех самолетов, то аэродинамическая поправка зависит от места и особенностей установки П В Д . Поэтому для каж дого самолета при данной установке П В Д имеются свои аэродинамические поправки. Например, установка специальных плит для замера статического давления нг самолете Ту-134 позволила добиться значений 6 V = — (5-4-8) км/ч для скоро стей взлета и захода на посадку при выпущенной механизации крыла и S V „ = — (10-f-25) км/ч для самолета с -убранной механизацией на высотах 5000— 10 000 м. Определим индикаторную и истинную скорости самолета для следующих ус ловий полета: # = 1 1 000 м'. Упр = 475 км/ч; 6УЯ= 10 км/ч; V i 3 = V^np + oVa = 475— 1 0 = 4 6 5 к м / ч . Д ля этой скорости по номограмме (см. рис. 1) получаем б1/Сж = —23 км/ч и определяем инднкаторную скорость V i = V n p — 10—2 3 = 4 7 5 - 1 0 —2 3 = 4 4 2 к м / ч . Истинную скорость полета определяем из следующего выраж ения: Vi 442 ■у д 0 ,545 =812 к м /ч . Д ля этого случая # = 1 1 000 м; Д = 0,298; a J^ A = 0 ,5 4 5 (см. табл. 1). Зная земную индикаторную скорость V,-3, по номограмме рис. 2 определя“ М полета. В данном случае для 1/,'3= 4 6 5 км/ч; # = 1 1 000 м\ число о .л П ° известному числу М можно определить Ки = а; М = 1062• 0 ,7 6 2 = = 8 1 2 км/ч. Д л я скоростей лланирсшания 230—250 км/ч и аэродромов, расположенных ■высотах до 2000 м, индикаторную скорость можно определять как V t = V i 3 = ~ ^ p n + 6 V a, пренебрегая малым значением бУ Сж- Н апример, если УПр = 250 км/ч, 13 a 8Va = —5 км/ч, то V = 245 км/ч. Здесь отрицательное значение 6У а завы ш ает приборную скорость. З н ая Vi (км/ч) самолета, можно определить скоростной напор VJ о = .— - 4 208 к Г 1м 2. § 7. ХАРАКТЕР Р АСП Р ОС Т Р АН Е НИ Я МАЛЫХ В ОЗМУЩЕ НИЙ ПРИ Р А З Л И Ч Н Ы Х СКОРОСТЯХ ПОЛЕТА Рассмотрим л а примере полета самолета, как будут распространяться в воз душ ном потоке слабые изменения плотности и давления, т. е. малые возмущ е ния. Выберем в носовой части самолета точку, которая будет являться источни ком возмущения. В оздействуя на находящиеся впереди нее частицы воздуха, она будет передавать возмущения вперед от одних частиц к другим со скоро стью звука. Предположим, что вначале самолет летит со скоростью, меньшей скорости звука (рис. 3, а). К огда самолет пролетает точку А, созданные в данный момент возмущения, распространяясь по сфере со скоростью звука, обгоняют самолет. Волна возму щения через некоторое время достигает точки Б, а самолет за это время успеет переместиться только в точку В, так как его скорость полета меньше скорости звука. П ролетая точку Г, он опять создает возмущ ения, которые будут распро страняться со скоростью звука и достигнут через некоторое время точки Д. С а молет же за это время не придет в точку Д , а будет находиться меж ду точками В и Д . Таким образом, самолет все время остается внутри сферы, созданной звуковой волной, выбранным нами источником возмущения. Если же самолет \ Сферическая зВуко&ая \ Волна \ \ о скоростью звука (рис. 3, б ), то точки Б одновременно достигнут сам о лет и звуковые волны, т. е. возмущ ения созданные в точках А, В и Г. Таким образом, перед самолетом зсе время движ утся волны возмущения, которые- налагаясь друг на друга, образуют слабую волну возмущений. Бели самолет ,и рассматриваемый источник возмущения перемещаются быrto ee звука, то они обгоняют созданные сферические волны (рис. 3, в ). И сточ ник возмущения переместится в точку В в тот момент, когда созданное в точ ке А возмущение достигнет только точки Б, а возмущение, созданное в точке Г, точки Д . Таким образом, сзади летящ его со сверхзвуковой скоростью источника возмущения образуется конус возмущения, составленный из волн возмущения, распространяющихся по сферам со скоростью звука. Чем больше скорость самолета, тем острее угол при верш-ине конуса в о з м у щ е н и я . Этот угол определяется по формуле (см. рис. 3, в) л е т и т с 1 Если число М = 1 , то ф = 90°, а полный угол составит 180° (прямой скачок); при М = 2 sin ф = 0,5 и угол <р— 30° (полный угол 60°). Внутри конуса слабых возмущений давление незначительно отличается от давления в невозмущенном ■потоке. Более сильные возмущения приводят к появлению у д а р н ы х волн (ск ач к о в у п л о т н е н и я ) . В отличие от волны слабого возмущения, р ас пространяющейся со скоростью звука, скорость перемещения ударной волны мож ет в несколько раз превосходить скорость звука. В нашем примере ударная волна возникнет, когда вместо точечного источника возмущения мы будем р ас сматривать перемещение носовой части самолета с той ж е сверхзвуковой ско ростью. Тупая или мало заостренная носовая часть самолета (крыло или хвостовое оперение) является источником сильного возмущения при сверхзвуковой скоро сти полета и порож дает ударные волны, огибаю щ ая которых образует фронт ударной волны. Н а определенном удалении от источника возмущения ударная волна мож ет перейти в волну слабого возмущения. В скачке уплотнения происходит скачкообразное изменение основных п ара метров, характеризующ их состояние воздуха, т. е. скорости V, давления р, плот ности р и температуры Т. Ударные волны могут образовы ваться как впереди ■профиля, так и в середине, и вблизи его хвостовой части. Точные измерения и расчеты показывают, что толщ ина ударных волн или скачков уплотнения чрез вычайно м ала и имеет порядок длины свободного пробега молекул, т. е. 10-4— — 10~ 5 м м . Например, если профиль кры ла обтекается сверхзвуковым по током (рис. 4), то в носовой ч а сти профиля (точка а) поток з а торможен, давление здесь больше, чем в невозмущенном потоке. Н о совая часть профиля является в Данном случае источником сильно го возмущения и от нее распро страняются сферические волны возмущения. Н алагаясь одна на ДРУгую, волны образую т поверх ность, которая и является скачком уплотнения. Скачок уплотне ния наиболее интенсивен вблизи в р ед н ей поверхности тела. Чем Дальше от тела, тем меньше ин тенсивность скачка. Рассмотрим форму скачка уп1 __™ения на рис. 4. На участке неё скачок практически прямоллн и перпендикулярен к набе- 5) а) >а 1 1 Уг <а VP 2 d if < 90 ° Рис. 4. О бразование прямого (а) и косого (б) скачков уплотнения 15 гающему потоку (ср = 90°), он назы вается прямым. Н а участке 1— 2 он криво линеен, а на участке 2— 3 скачок уплотнения по форме близок к прямолинейно му, но расположен под углом к набегающему потоку (ф < 9 0 ° ). Он называется косым. Наибольшие потери скорости и повышения давления наблюдаются при про хождении потока через прямой скачок уплотнения. Торможение потока в прямом скачке получается столь значительным, что за скачком скорость потока обя зательно становится меньше скорости звука. В косом скачке возникают меньшие потери, чем в прямом, и они тем мень ше, чем больше скачок наклонен к направлению потока, т. е. чем меньше угол ср. Интенсивность косого скачка так ж е значительно меньше прямого. Если угол Ф близок к 90°, то и за косым скачком скорость потока становится дозвуковой, хотя и несколько большей, чем та, которая получилась бы, если бы скачок был ^прямым. Струйка, пройдя через косой скачок, меняет направление движ ения, от клоняясь от первоначального. При обтекании крыла или ф ю зеляж а потоком со скоростью, превышающей скорость звука, перед крылом или фю зеляж ем мо гут возникать косые скачки. Самолеты, предназначенные для полетов с около- и сверхзвуковыми скоро стями, долж ны иметь такие аэродинамические формы, которые не вызывали бы возникновения прямых скачков уплотнения. § 8. СВЕ Р ХЗВУКОВОЙ «ХЛОПОК» САМОЛЕТА В настоящее время не только военные самолеты летают со сверхзвуковой скоростью, но и пассажирские, например Т у -144 и «Конкорд» (см. гл. V, § 3). П олет самолета со сверхзвуковой скоростью сопровож дается характерным сверхзвуковым «хлопком»1. Это явление— следствие образования системы скачков уплотнения и волн разреж ения перед носком .фюзеляжа, фонарем кабины самолета, в местах сты к а крыла и оперения с фю зеляж ем. Наиболее мощные ударные волны образу ются носовой частью самолета и крылом, которые в полете первыми встречают частицы воздуха, и хвостовым оперением. Эти ударные волны называю тся со ответственно головной и хвостовой (рис. 5, а). Промежуточные ударные волны либо догоняют головную волну и сливаю тся с ней, либо остаются и сливаются с хвостовой. Рис. 5. Изменение давления воздуха при хлопке в вертикальной плоскости под самолетом (а), пересечение конической ударной волны с поверхностью земли (б) 1 М и р о н ов А. Д . 1964, с. 54. 16 Сверхзвуковой «хлопок» самолета. М., Воениздат, Щ' З а головной ударной волной давление воздуха скачкообразно возрастает, ' яоВясь больше атмосферного, затем оно плавно уменьшается и становится ^ ж е меньше атмосферного, а потом снова скачкообразно восстанавливается д а к т я ч е с к и до атмосферного в хвостовой волне. П В н е з а п н ы й перепад давления передается в воздушной среде по направлеиям перпендикулярным к поверхности волны. Человек на земле воспринимает „ о т ’перепад к ак сильнь[й хлопок. Иногда слыш ится двойной хлопок — это реу л ь т а т последовательного воздействия головной и хвостовой ударных волн. Многочисленными наблюдениями установлено, что два последовательных чяуковых хлопка отчетливо слышны лишь в том случае, когда меж ду ними про ходит более 1/8 сек. Чем больше длина самолета, тем больше временной интервал меж ду прохо ждениями головной и хвостовой ударных волн. П оэтому от самолета с длинным фюзеляжем четко воспринимаются два хлопка. И, наоборот, нечетко разделен ный хлопок свидетельствует о том, что самолет имеет небольшие размеры или летит на сравнительно небольшой высоте. Если самолет летит с постоянной сверхзвуковой скоростью, хлопок слышен одновременно в различных точках земной поверхности. Если эти точки соеди нить линией, получится гипербола, образую щ аяся в результате пересечения к о нической ударной волны с плоскостью земной поверхности (рис. 5, б). Одна ги пербола соответствует головной волне, другая хвостовой. Линии одновременной слышимости хлопка смещаются по земной поверхности, следуя за самолетам в виде своеобразных шлейфов. При этом непосредственно под самолетом слыш ит ся каиболее сильный хлопок, по мере удаления он становится слабее, а при ненекоторых условиях мож ет быть вовсе не слышен. Н аблю датель, услышавший на земле хлопок самолета, летящ его, например, на высоте 15 км со скоростью, вдвое превышающей скорость звука, не обнаруж ит самолета над собой, так как с высоты 15 км звук при средней скорости 320 м/сек дойдет до земли пример но через 50 сек, а сам олет за это врем я пролети г около 30 км. Чтобы понять действие перепада давления на элементы сооружений, ука жем, что избыточное давление Д р = 1 0 кГ/м2 создает, например на дверь пло щадью 2 м2, кратковременную нагрузку в 20 кГ. Самолет-истребитель с длиной фюзеляжа 15 м при М = .1 ,5 на //==6000 м создает Д р = 11 кГ/м 2. Тяжелый сверхзвуковой самолет весом 70 Т с треугольным крылом при полете на высоте 20 км и числе М = 2 создает Ар = 5 кГ/м2, на малы х высотах (5—8 км) перепад может возрасти до 12— 18 к Г /м 2. Известно, что все сооруж ения строятся в р ас чете на так называемую ветровую нагрузку, которая соответствует силе д авл е ния воздуха, движ ущ егося со скоростью 40 м/сек, т. е. более 140 км/ч. Такой ветер на 1 м2 стены создает избыточное давление в 100 кГ. Д авление в хлопке на допустимых вы сотах полета в 5—6 р аз меньше расчетной ветровой нагрузки. Характеристики воздействия перепадов давления в ударны х волнах при хлопке приведены в табл. 2. Например, на стену площадью 12 м2 при избыточ ном давлении в 50— 150 кГ/м2 создается кратковременная нагрузка в 600— 1800 кГ. П од действием такой нагрузки могут разруш иться деревянные соору жения. П оэтому н ад населенной местно стью запрещ ается производить разгон Таблица 2 самолета до сверхзвуковой скорости на высоте ниже 9— 10 км. По мнению з а Перепад Сравнительная громкость рубежных специалистов, хлопок с ин давления, и вызванны е разрушения к Г jM 2 тенсивностью 5 кГ/м 2 является макси мально допустимым, не наносящим вре д а населению. П оэтому на будущих сверх Отдаленный взрыв 0 ,5 -1 ,5 звуковых пассаж ирских сам олетах с Близкий взрыв или гром 1 ,5 —5 ?2*ьшнм„ полетными весами (140 — Весьма близкий и сильный 5 -1 5 : [ • *) полеты будут выполняться на гром (трескаю тся и вы Ысотах 18—24 км, чтобы до минимума летают оконные стекла) Ъ*Шзить воздействие перепада давления. Вылетают большие окон 15—50 апп ЭТ0М н а®°Р высоты 9— 10 км будет ные рамы .Р азв о д и т ься на дозвуковом режиме Разруш аю тся легкие по 5 0 -1 5 0 Д ав п = 0,92), а далее до высоты застройки “ВДого эш елона со скоростью, соответ 17 ствующей числу М = 1 ,0 — 1,2, и лишь на этой высоте будет выполняться разгон до крейсерской сверхзвуковой скорости. Сила звукового хлопка зависит от высоты полета, числа М, угла атаки с а молета, траектории полета, атмооферного давления на уровне земли и на высоте полета, 'направления ветра по высотам и др. Например, хлопок от сам олета, л е тящего на высоте 15 км со скоростью, соответствующ ей числу М = 2 ( V = = 2120 км /ч ), слышен на расстоянии до 40 км от трассы полета, а на высоте 11 км ( М = 2 ) на расстоянии 33 км. П ри полете н а высоте 1,5 км (М=.1,25) хлопок слышен только в полосе шириной 8 км. Боковой ветер сносит ударную волну, отчего зона слышимости смещается. Заметное влияние на размеры зоны слышимости и громкость хлопка оказываю т скорость набора и снижения и угол наклона траектории 0 . Например, при набо ре высоты с углом наклона 15° на высоте 5 км хлопок слышен на земле при М > 1 ,2 . При снижении с высоты 10—ill км с углом наклона — 10° хлопок дости гает земли уж е при М = 1 ,03. В заключение остановимся на влиянии ударной волны, создаваемой сверх звуковы м самолетом, на пассажирский дозвуковой самолет в полете. К а к уж е указывалось, перепад давления в скачке составляет 5 — 18 к Г/м 2. Если принять з? среднее значение величину 10 к Г /м 2, то она составит менее 0,1% давления воздуха у земли ( р = 10 332 кГ/м2— 1 ат). Скоростной напор при полете пасса жирского самолета со скоростью 850 км /ч и на высоте 10 км равен примерно 1200 к Г /м 2, т. е. он более чем в 100 раз превы ш ает перепад давления в хлопке. Следовательно, такой перепад практически не м ож ет оказать заметного воздей ствия на самолет в воздухе. Однако существенное влияние на поведение сам о лета м ож ет оказать спутная струя от пролетаю щ его самолета; это влияние по добно воздействию порыва ветра (единичного порыва «болтанки», направленно го по линии распространения ударной волны. В результате самолет будет испы ты вать броски. § 9. О СО Б ЕН Н ОС Т И ОБР А З О ВА НИ Я СКАЧКОВ У П Л О Т НЕ НИ Я ПР И О Б Т Е К А Н И И ТЕЛ Р А З Л И Ч Н О Й ФО Р МЫ Рассмотрим особенности образования скачков уплотнения при сверхзвуко вых скоростях п олета1 на примере обтекания входного устройства турбореак тивного двигателя, а затем на примере обтекания профиля. Появление прямого скачка на входе в диффузор приводит к значительным потерям полного давления (кинетической энергии) воздуха. В процессе тормож ения в диф ф узоре сверхзвуковой поток, проходя через прямой скачок уплотнения, преобразуется. При этом одна часть кинетической энергии воздуха используется на его сж атие, другая переходит в тепло (тепло вые потери). Однако при полете с числом М < 1 ,5 потери в скачке невелики. П о этому д л я таких скоростей полета, к ак правило, применяются входные устрой ства, аналогичные устанавливаемым на дозвуковы х самолетах. При полете с числом М > 1 ,5 потери в прямом скачке становятся большими Чтобы их уменьшить процесс тормож ения воздуха во входном устройстве (во з духозаборнике), организуется созданием системы косых скачков, заканчиваю щейся слабым прямым скачком. Так к ак общие потери энергии в системе косых скачков меньше, чем в одном прямом скачке, то и давление в конце торможения будет сохранять высокое значение. Конструктивно это достигается установкой в диф фузоре центрального тела (иглы), очертание которого представляет собой «абор конусов (рис. 6, а). При уменьшении скорости полета углы наклона косых скачков увеличива ются (угол <р стремится к 90°, см. рис. 4 ), при увеличении скорости, наоборот, уменьшаются. Это ухудш ает работу входного устройства, поскольку фронт 1 Работа воздухозаборника пассажирского сверхзвукового самолета рассм о трена в гл. V, § 4. 18 Рис. 6. О бразование скачков уплотнения на входе в диффузор Т Р Д при сверхзвуковы х скоростях полета: а — принципиальная схема входного устройства с конусом: ОА, В А — косые скачки уплотнения; А К — прямой скачок у п л о т н е н и я ; б ^ е х е м а работы , сверхзвукового диф ф узора расчетной при скорости полета меньше Ышчков не будет проходить через входную кромку воздухозаборника (рис. 6,6 ). Щ етом у иногда иглу делаю т подвиж ной, чтобы она могла при изменении скороети по сравнению с расчетной перемещаться в осевом направлении, обеспечи ш ь ^всегда прохождение скачков через входную кромку воздухозаборника при *Сех скоростях полета. Это повы ш ает давление на входе в воздухозаборник и 5#14яичивает расход воздуха через двигатель (сохраняется расчетное значение 1Ш 1Двигателя). Н а профиле крыла образование скачков уплотнения может происходить при Скорости полета, меньшей скорости звука. К ак только где-то на профиле в су жающейся струйке скорость потока превысит скорость звука, появляю тся волны ^ ^ у щ е н и я , которые, налагаясь друг на друга, образую т скачок. Необходимо 19 Рис. 8. О бразование скачков уплотнения при сверхзвуковой скорости: а — перед толстым клиновидным профилем; 6 — на тонком чечевицеобразном профиле с малым углом раствора отметить, что скачок образуется сначала на верхней поверхности профиля крыла вблизи некоторой точки, соответствующей максимуму местной скорости и мини муму давления на профиле. К ак только скорость течения превысит скорость зв у ка, возникает скачок и на нижней поверхности профиля (рис. 7). Например, в точке С (точка наименьшего давления на профиле) скорость движения воздуха достигла местной скорости звука (рис. 7, а). Вол«ы возмущения от источников возмущения приходят в точку С и, налагаясь одна на другую, образуют слабый прямой скачок уплотнения. При некотором возрастании скорости полета ( > Vi) скорость обтекания профиля увеличивается (рис. 7, б) и местная скорость звука достигается уж е в точке К. За точкой К скорость потока становится больше .скорости звука. П о является участок, где поток движ ется со сверхзвуковой скоростью, замы кается он прямым скачком уплотнения. При скорости V2<LV s < а и на нижней части профиля появляются области звукового и сверхзвукового течения и такж е образуется скачок уплотнения (рис. 7, в ); при скорости V4, близкой к скорости звука, скачки уплотнения см е щаю тся к задней кромке, увеличивая участок профиля, обтекаемого со сверх звуковой скоростью (рис. 7, г). Если скорость Vs станет несколько больше скорости звука, то впереди про филя образуется головной скачок уплотнения, а позади — хвостовой (рис. 7, (9). У профилей с закругленной передней кромкой (см. рис. 4) головные скач ки уплотнения весьма интенсивны и вызывают большое сопротивление (см. гл. II, § I). Наименьшее сопротивление будет у профилей с острой передней кром кой. Однако если профиль толстый (рис. 8, а), то при обтекании сверхзвуковым потоком скачок уплотнения может отойти от профиля вперед. При обтекании тонкого чечевицеобразного профиля с малым углом раствора головной скачок уплотнения «садится» на острие. Сопротивление будет наименьшим. § 10. З А ВИСИМОСТ Ь СКОРОСТИ Т ЕЧ Е НИЯ ГАЗА ОТ ФОРМЫ КАНАЛА. С ОП Л О Л АВАЛЯ Способ получения сверхзвуковых скоростей движения газа разработал инж. Л авал ь (Ш веция), работавш ий в 80-х годах прошлого столетия над усовершен ствованием созданной им паровой турбины. Л авал ь получил сверхзвуковую струю пара при истечении его из специального сопла. Это сопло, «азв-ан.чое впоследствии соплом Л авал я (рис. 9)*, представляет собой трубку, которая сначала суж ается, а потом расширяется. Самое узкое се чение сопла называю т критическим. Если прогонять пар или газ через такое сопло при небольшом перепаде давления, при котором скорость течения в критическом сечении остается дозву ковой, в расширяющейся части сопла скорость будет падать. Но если разность давлений на входе в сопло и на выходе из него достаточно велика, то в крити ческом сечении скорость течения становится равной местной скорости звука * Здесь верхний контур профиля крыла 20 служит одной из сторон сопла. В этом случае за критическим сече Сопло Ла валя нием (в расширяющейся части сопла) скорость течения не умень шается, а наоборот, увеличивает ся, т. е. в дозвуковы х и в сверх звуковых потоках зависимости изменения скорости течения газо;; Профиль от формы канала прямо противо положны. Дозвуковой поток ускоряется Рис. 9. О бразование местной скорости звука в суж аю щ емся канале и зам ед л я при обтекании профиля ется в расширяю щемся. С верхзву ковой ж е поток наоборот, в суж аю щ емся канале теряет свою скорость, а в расширяющемся увеличивает ее. П оэтому на рис. 9 сверхзвуковая скорость возникает после прохождения струйкой узкого сечения (точка К). Однако сверхзвуковая скорость .растет не по всей длине сопла, где-то до л жно произойти торможение ее до дозвуковой скорости. О бразуется скачок уп лотнения. § 11. К Р И Т И Ч ЕС К О Е Ч И С Л О М. В ЛИ Я Н И Е С ЖИ МАЕ МО С Т И ВОЗДУХА НА О БТ Е К А Н И Е К Р Ы Л А Сжимаемость воздушной среды начинает проявляться постепенно, по мереувеличения числа М полета. Д о числа М = 0 ,6 влияние сжимаемости на аэроди намические характеристики крыла невелико и им практически пренебрегают. С дальнейшим ростом числа М это влияние становится все более заметным, им уже пренебрегать нельзя. Н ачиная со скорости полета 600 — 700 км/ч и выш е (М ^=0,6), лобовое сопротивление вследствие сжимаемости возрастает. Это про исходит потому, что местные скорости движения воздуха над крылом, а такжев местах сопряжения крыла с фю зеляжем значительно превышают скорость по лета. О бтекая, например, выпуклую поверхность современных крыльев, струйки, поджимаю тся, сечение их уменьшается, но так как расход через сеченле струй ки долж ен оставаться постоянным, то скорость в ней увеличивается. При неко торой достаточно большой скорости полета местная скорость воздуха в какойлибо точке крыла или другой части конструкции становится равной местной скорости звука (см. рис. 7). Скорость полета, при которой где-либо на крыле появляется местная звуко вая скорость, называю т к р и т и ч е с к о й с к о р о с т ь ю полета VKp, а соответ ствующее ей число М — критическим числом М кр. Н аибольш ие величины мест ных скоростей наблюдаются на верхней дуж ке профиля. По мере увеличения скорости набегающего потока или скорости полета местная скорость достигает скорости звука скорее всего в этой ж е части. Рассмотрим струйку воздуха, обтекающего профиль (см. рис. 9). Выберем* Два характерных сечения этой струйки: / и // . Местные скорости воздуха в се чении II будут больше местных скоростей в сечении I вследствие разницы меж ду площ адями этих сечений. Если увеличить скорость набегающего невозмущ ен ного потока, то местные скорости возрастут в обоих сечениях, причем в сече нии 11 в большей степени, чем в сечении /. Это объясняется тем, что за счетроста скорости происходит падение плотности, которое тем интенсивнее, чембольше скорость в струйке. Д л я сохранения постоянства весового расхода в о з духа вдоль струйки скорость в сечении II долж на возрасти дополнительно, чтобы компенсировать большее падение плотности в этом сечении В итоге местная скорость течения воздуха в сечении II мож ет стать равной местной скорости звука. П оэтому при полете со скоростью У„р в самом узком! 21 месте струйки достигается местная скорость звука. В этот момент меж ду сече ниями / и II образуется критический перепад давления, равный р 1 1 : р 1 = 0 ,5 2 8 * . И звестно, что если в самом узком -месте струйки достигнута скорость зву ка, то при дальнейшем расширении струйки скорость увеличивается и становит с я ’ сверхзвуковой. Поэтому на «исходящ ей части поверхности профиля при по лете с М > М Кр образуется целая сверхзвуковая зона обтекания. Чем больше бу дет скорость полета, тем зона сверхзвуковых скоростей будет больше. Однако далеко за профилем скорость долж на быть такой же, как скорость полета. По этому в каком-то месте профиля произойдет торможение потока воздуха от сверхзвуковой скорости до дозвуковой. Происходит такое торможение с образо ванием скачка уплотнения. § 12. Л А М И Н А Р Н О Е И Т УР Б УЛЕНТ НОЕ ТЕЧЕ НИЯ ВОЗДУХА П од влиянием внутреннего трения, вызываемого вязкостью воздуха, скорость воздуха у поверхности обтекаемого тела становится равной нулю. По мере уда ления от поверхности скорость течения возрастает и достигает скорости свобод ного потока. Слой воздуха, где происходит изменение скорости от нуля до ско рости свободного потока, называю т пограничным слоем (рис. 10, и). Течение газа в пограничном слое может быть ламинарным (слоистым), ког да газ течет, не смеш иваясь в соседних слоях; турбулентным, при котором про исходит беспорядочное перемешивание частиц газа. С пограничным слоем связа ны такие явления, как отрыв потока, образование силы сопротивления трения, аэродинамический нагрев и т. д. Опыт показывает, что течение в пограничном слое обычно на некотором на чальном участке является ламинарным, а затем переходит в турбулентное. Положение точки перехода ламинарного пограничного слоя в турбулентный зависит от формы профиля, его толщины, ш ероховатости и т. д. Поверхность тела при ламинарном обтека-нии испытывает меньшее трение и меньший аэроди намический нагрев при больших скоростях, чем при турбулентном слое. Состояние пограничного слоя сказы вается не только на сопротивлении кры ла, но и на его несущих свойствах. В пограничном слое зарож дается срыв по тока, определяющий критический угол атаки и соответствующий ему максималь ный коэффициент .подъемной силы. При больших скоростях полета характер скачка уплотнения зависит от ха рактера пограничного слоя. 1 — зона сверхзвуковы х скоростей; 2 — образ ные скачки уплотнения; 3 — зона дозвуковых с к о р о с т е й ; К — т о ч к а п е р е х о д а л а м и н а р н о г о слоя в турбулентный * Мельников 1961, 88 с. 22 А. П. Аэродинамика больших скоростей. М., Воениздат, Больш ое значение имеет взаимодействие пограничного слоя со скачками уп лотнения. Это взаимодействие в общих чертах сводится к следующему. При воз растании интенсивности скачков ( М > М кр) происходит отрыв пограничного слоя "от поверхности тела, особенно если этот слой ламинарный. Отрыв пограничного слоя, обусловливаемый появлением « а крыле скачка уплотнения, называется в о л н о в ы м с р ыв о м. При некоторой средней интенсивности скачков ламинарное течение в лограничном слое под влиянием скачков переходит в турбулентное, толщ ина слоя воз,растает, а линии тока отклоняются от обтекаемой поверхности. Вследствие ■изменения характера обтекания появляется косой скачок уплотнения, который затем соединяется с основным прямым скачком, и они вместе образую т так называемый А,-образный скачок (рис. 10, б ). При наличии косого скачка интенсивность прямого скачка будет значитель но меньше, так как поток подходит к нему, уже несколько уменьшив свою ско рость на косом скачке, в результате сопротивление уменьшается. После прямого скачка начинается волновой сры в потока, сопровождаю щ ий ся уменьшением местной скорости воздуха. Это влечет за собой падение подъ емной силы крыла. § 13. Р А С П Р Е Д Е Л Е Н И Е Д А ВЛ Е Н И Я ПРИ Д О КР И Т ИЧ Е С К И Х И З А К Р И Т И Ч Е С К И Х Ч ИСЛ АХ М Распределение давления по профилю крыла показано на рис. 11, а. Стрелки показывают величины разности местного и атмосферного давлений в каж дой тояке профиля. П олож ительное избыточное давление (атмосферное давление меньше местного) отмечается стрелкой, направленной к контуру, а отрицатель ное или разреж ение (атмосферное давление больше местного) — стрелкой, н а правленной от контура. Д ля определения и подсчета силы разреж ения часто точки профиля, в ко торых производились замеры давления, проектируют на хорду профиля или на линию, параллельную хорде, затем замеренные величины давлений отклады ваю т в избранном масш табе от спроектированных точек по перпендикуляру к хорде: положительные избыточные давления обычно отклады ваю т вниз, а разреж ение вверх. Полученные таким путем точки соединяют плавной кривой. В аэродинамике принято вместо избыточного давления отклады вать коэф фициенты давления (рис. 11, б), представляю щ ие собой отношение избыточного давления в некоторой точке профиля к скоростному напору невозмущенного по тока РнзЬ Р мест — Рьт где Р Мест ■— абсолютное давление в данной точке; р а т — статическое давление в невозмущенном потоке, т. е. атмосферное давление на высоте полета; q—ско ростной напор невозмущенного потока. распределения д ав л е ния по профилю крыв — векторная; б— выраж енная через к о эффициент давления: ^ “ Верхняя поверхность •РМла; 2 — н и ж н я я по- верхность 23 И з приведенного выраж ения следует, что коэффициент давления р х аракте ризует степень отличия (в долях скоростного напора) местного давления в лю бой точке верхней и нижней поверхностей профиля от статического давления в невозмущенном потоке, коэф ф ициент р будет отрицательным, если местное д а в ление на профиле меньше атмосферного давления. Следовательно, отрицатель ному значению р соответствует наличие на профиле разреж ения, а полож ительно му — повышенного давления. Д л я малых чисел М в точке, где происходит полное торможение потока (на нулевом угле атаки для симметричного профиля), избыточное давление в носке р V 2 , профиля равно величине скоростного напора — — (Р ~ !)■ При малых числах М диаграмма распределения давления для каж дого уг л а атаки имеет свой постоянный вид, так как сж имаемость воздуха не влияет ка характер распределения коэффициентов давления на верхней и нижней повер хностях. При числах М от 0,6 и выше происходит увеличение разрежений, при чем большие разреж ения возрастаю т в большей степени. Увеличение разрежений объясняется влиянием сж и м аем о сти — с ростом скорости плотность уменьшается. Следовательно, для сохранения постоянства расхода скорость около профиля долж на еще больше возрасти, а это влечет дополнительный рост разреж ения. На участках профиля с наибольшей скоростью обтекания, т. е. там, где разреж е ния наибольшие, влияние сж имаемости будет так ж е наибольшим. Когда число М превысит М кр, характер эпюры распределения давления н а чинает резко изменяться. Пики разреж ения снижаются, точка минимума д а в ления К (см. рис. 9) смещается вправо, а непосредственно за ней располагает ся скачок уплотнения. Область разреж ения расш иряется в сторону задней кром ки и сокращ ается впереди. С ростом числа М растет подпор в головной части профиля. З а прямым скачком уплотнения местные скорости становятся дозвуко выми. Уменьшение пиков разреж ений и расширение области разреж ений в сторо ну задней кромки профиля при волновом кризисе приводит к перераспределению давлени я по профилю, причем картина качественно изменяется. Волновым кризисом называется резкое изменение аэродинамических характе ристик при М > М Кр, связанное с появлением скачков уплотнения. И з рис. 12 видно, что в том месте профиля, где образовался скачок уплот нения, имеет место резкое и скачкообразное увеличение давления (т. е. умень шения разреж ения). При числах М > М КР увеличение давления в передней и р аз реж ения в задней частях профиля приводит к интенсивному росту коэффициента лобового сопротивления. При положительных углах атаки скачки обычно появ ляю тся вначале на верхней, а у ж е потом на нижней поверхности. Наибольший рост сопротивления достигается при числах М, близких к еди нице ( М « 1 — 1,05) в зависимости от формы профиля. Это явление называется звуковы м барьером. Рассмотрим картину распределения давления по хорде симметричного про ф и л я на определенном угле атаки для разных чисел М (рис. 13). Если при м а л ы х числах М значения коэффициен та давления р м а л ы , то с ростом чис Дополнителб ла М набегающего потока разреж ения ное разрешение^ на верхнем контуре профиля увеличи .Дополнительное/'' ваются и кривая распределения д а в давление ления отклоняется вверх. При образо Скачок Ч \ уплот вании же местных сверхзвуковых зон нения и скачков уплотнения на профиле, т. е. при числе М Г>М „Р, появляется зона обтекания с V > a . Эта зона з а мыкается прямым скачком уплотне ния. О бразование скачка вызы вает уменьшение разреж ения на верхнем Рис. 12. Распределение давлений по профиле. При дальнейшем увеличе профилю при числах М меньше нии числа М область сверхзвуковых (пунктирные линии) и больше скоростей расш иряется и скачок по (сплошные линии) М кр степенно сдвигается назад. Уменьшс24 Рис. 13. П римерная картина распределения давления на симметричном профиле (сплошная линия — верхняя поверхность, пунктирная — ниж няя) ние разреж ения становится значительнее. Последующий рост числа М при водит к тому, что скачок образуется и на нижней поверхности, где разреж ение становится больше. При еще больших значениях числа М оба скачка достигают задней кромки и весь профиль обтекается сверхзвуковым потоком. Рассмотрение картины распределения давления свидетельствует о том, что с увеличением числа М существенно меняется как характер кривых распределе ния давления, так и моментные характеристики крыла. Рост сопротивления при водит к интенсивному увеличению потребной д л я полета тяги. Глава II А ЭР О Д И Н А М И Ч Е С К И Е ХАРАКТЕРИСТИКИ КРЫЛА И САМОЛЕТА § 1. ЗА ВИ С И М О С ТЬ КОЭФ Ф ИЦ ИЕН ТА П О Д Ъ Е М Н О Й С И Л Ы ОТ УГЛА АТАКИ Зависимость коэффициента подъемной силы от угла атаюи я в ляется важ н ой аэродинамической характеристикой кры л а и сам о лета. Она позволяет оценить несущие способности кры л а и опре делить, на каких углах атаки происходит полет самолета. П отреб ные значения су для совершения горизонтального полета опреде ляются в зависимости от скорости и высоты полета д ля рас см а тр и ваемых значений полетного веса. Ф орма кр ы л а (при определенном наборе профилей) в плане существенно влияет на хар актер изме нения коэффициента су кры л а при больших углах атаки после н а чала возникновения местных срывов обтекания. П ассаж и р ски е и тРанспортные турбореактивные самолеты имеют в основном стрело видные крылья, аэродинамические характеристики которых мы и Рассмотрим. 25 Н а рис. 14 представлена зависимость cy = f ( a ) для м алы х чисел М (взлетно-по садочные реж им ы полета). К ак видно, с увеличением а н аблю дается линейный х арактер нарастан ия су. Обычно при углах атаки свыше 10— 12° пропорцио нальность меж ду ростом угла атаки и ростом су не сколько наруш ается, в о з р а стание су зам едляется. Эта связано с заро ж дени ем сры ва потока, уменьшающ им среднюю величину р а з р е ж е ния над крылом. При б о л ь ших у глах атаки коэф ф и циент -подъемной силы д о стигает максимума, а после некоторого угла атаки, н а зы ваемого критическим (17—20°), наблюдается уже не рост, а падение су. П о я в ление срыва потока о к а зы вает значительное влияние на зависимость су от а. Т а к ж е ф орм а передней кромки кры ла в значительной сте пени влияет на характер протекания cy = f ( a ) в зо не околокритических уг лов атаки. Х арактер кривой cy = f ( a ) во многом оп ределяется геометрической круткой кры ла (см. гл. III, § 4). Если кры ло плоское, то зависимость cy = f ( a ) мож но оценить кривой 5 (см. рис. 14), где у ж е при нуле Рис. 14. График зависимости су = Д а ) стре вом а создается некоторая ловидного крыла при малы х числах М: подъемная сила. При н а личии ж е геометрической / — посадочное полож ение закрылков; 2 — взлет крутки кры ла, которую в ное полож ение закрылков; 3 — закрылки и п р ед время имеют крылки отклонены во взлетное положение, ин н астоящ ее терцептор выпущен; 4 — закрылки и предкрылки большинство сам олетов в то отклонены в посадочное положение, интерцептор рого и третьего поколения, выпущен; 5 — крыло б е з геометрической крутки; зависимость cv = f { a ) ха 6 — крыло с геометрической круткой е = —4° рактеризуется кривой 1 26 (см. рис. 14). З д есь видно, что подъемная сила начинает с о зд а ваться лиш ь при некотором полож ительном ( а > 3 ° ) угле атаки. Д л я рассматриваемого на рис. 14 угла ai несущая способность кры ла без геометрической крутки больше, чем для закрученного (сУ2 > с У1). Вот почему полет самолетов, имеющих кдыло с геоме трической круткой, происходит д ля одинаковых скоростей на боль ших углах атаки, чем для самолетов с плоским крылом. У стреловидного кры ла норм ал ьная к передней кромке состав л я ю щ а я скорости набегаю щ его потока УЭф создает основную часть подъемной силы (см. нап равлен ие скоростей на рис. 27). Н о т ак ка к 1;Эф < Vпол» то Су стреловидного кры ла всегда, меньше, чем прямого. Вследствие большого наклона кривой су = / ( а ) у стреловид ного кры ла (по сравнению с п р ям ы м ) прирост су при увеличении угла атаки на 1° оказы вается меньшим, чем у прямого крыла, т. е. меньше градиент н арастан ия коэффициента п одъем ной силы. Боковое перемещение частиц воздуха в пограничном слое1 для центральной части кры ла равноценно в какой-то мере эффекту, который достигается при управлении пограничным слоем (см. гл. VII, § 8). Отры в частиц воздуха от верхней поверхности з а т я гивается на большие углы атаки, а до их достижения происходит непрерывное возрастание су центральной части крыла. Н а конце вой части стреловидного кры л а частицы воздуха, приходящ ие с центральной части, утолщ аю т пограничный слой и вызы ваю т здесь первоначальный срыв потока в отличие от прямого кры ла, где срыв, ка к правило, на больших а начинается на центральной ч а сти крыла. Срыв потока у стреловидного кры л а начинается раньше, чем у прямого, на 3 —4°. При отклонении закры л ков во взлетное и посадочное положение су в озрастает (к ак за счет увеличения кривизны профиля, так и за счет увеличения площ ади к р ы л а ). М аксимальны й коэффициент подъемной силы кры ла с отклоненными зак р ы л кам и получается обычно при угле атаки на 2— 3°, меньше критического угла атаки кры ла с неотклоненными зак р ы л ка м и (на рис. 14 для посадочного полож ения закры л ко в а кр= 1 8 ° , предкры лки убраны ). Отклонение предкры лков затягив ает появление и развитие срыва потока, в связи с чем увеличивается сУтах (см. г. VII, § 8). § 2. В Л И Я Н И Е ЧИСЛА М НА П РО ТЕКА Н И Е ЗАВИСИМ ОСТИ Су=/(«) С ж и м аем ость воздуха оказы в ает существенное влияние на . з а висимость C y = f ( а ) . Увеличение числа М полета свыше 0,6 сопро вож дается качественными изменениями х ар а к тер а обтекания крыла, 1 Причины перетекания воздуха в пограничном слое стреловидного крыла рассматриваю тся в гл. III. 27 т а к к а к в озрастает скорость (число М) потока на кры ле, вследствие чего для о д ного и того ж е у гла атаки возрастает су, т. е. н а б л ю д ается улучшение несущих свойств крыла. Н а рис. 15 п о к аза н а п ри мерная зависимость су от дельных частей стрелови д ного кр ы л а и кр ы л а в ц е лом от а. К ак видно, с увеличением угла атаки коэффициент подъемной си лы нарастает линейно лишь до определенного угла а т а ки. Н аруш ен и е пропорцио нальности изменения су по Рис. 15. Зависимость коэффициента су стре углу атаки определяется ловидного крыла от угла атаки: / — центральная часть кры ла; 2 — к о н ц е в а я н ачалом местного ср ы в а об часть кр ы л а; 3 — кры ло в целом текания на концевой части кры ла (соответственно н а ч алу отклонения от зависимости cy = f ( a ) кривой 2). Соответст вующий этому явлению угол атаки а тр обычно н азы ваю т углом атаки при н ачале тряски, а коэффициент сУтр — су н а ч а л а т р я с к и . П осле достижения су т а х концевыми сечениями кры ла, несмотря на последующее резкое уменьшение су в этих сечениях, Су кр ы л а с увеличением а п родол ж ает н арастать, но в меньшей степени, чем до н ач ал а срывов. Р ост су происходит за счет про д о лж аю щ е гося на больших а безотрывного обтекания центральной части кры ла. В зоне больших углов атаки у самолетов со стрело видными кры льями обычно наблю дается плавное изменение с7, особенно вблизи его максимума. Д л я больших чисел М критический угол атаки мож ет достигать больших значений (для Ту-134, н ап р и мер, 30— 35°). Угол а Тр (обычно 6— 12°) с ростом числа М ум ень ш ается (рис. 16, а), т а к ка к тряска и срыв потока начинаются раньше, чем при малы х значениях М; величина су (рис. 16,6) с ростом числа М т а к ж е уменьш ается. Н априм ер, при М = 0 , 5 5 су = 1, а при М = 0,82 он мож ет быть равен 0,49. П ри наличии тряски нарушений устойчивости и управляемости д ля таких самолетов, как Ту-134, Ил-62 обычно не происходит. О днако при некоторых значениях больших, чем сутр, при опреде ленных числах М мож ет произойти сваливание самолета, см. гл. XIII, § 1 1 . 1 Д л я крыльев со стреловидностью 35° по передней кромке крыла на ли нейном участке течения зависимости Су = /( « ) на каждый градус прироста а коэф фициент су возрастает примерно на 0,09—0,11. 28 !: Рис. 16. Влияние числа М на зависимость с у = / ( а ) для стреловидного крыл-э (а) и зависимость сутр и сУДоп от числа М (б): 1, 3 — п р о д у в к а м о д е л и ; 2, 4, 5 — л е т н ы е и с п ы т а н и я \г Если выход на большие су не сопровож дается характерной т р я с кой самолета (отдельных частей к р ы л а ), д л я предупреждения пилота о выходе на опасные углы атаки устанавл и ваю т турбулизаторы или сры ватели потока, усиливаю щ ие вихреобразование, т.ряс*У самолета (вибрацию колонки ш т у р в а л а ). Так, например, сдела*ю на английском турбореактивном самолете «Комета», где спе циальны е пластины стоят симметрично на передней кром ке сред ней части кры ла. Д л я этой ж е цели у самолетов Ту-134, Ту-154 и юл-62 на приборной доске пилота устанавли вается специальный :|^и бор (АУАСП, см. гл. X II I), который зар а н е е сигнализирует о ■|виходе самолета на большое значение су. § 3. ДО П У СТ И М Ы Й К ОЭ Ф Ф ИЦ ИЕН Т ПОДЪЕМНОЙ с и л ы И ЕГО ЗА ВИ С ИМ ОС ТЬ ОТ ЧИСЛА М v Д л я обеспечения безопасности полета турбореактивных самоле|Ь в на больших высотах и числах М ограничиваю т рост коэф ф и циента подъемной силы допустимым значением сУлои. Это необхо димо д ля сохранения продольной устойчивости самолета. Угол атаки, при котором начинается резкое уменьшение произ& д н о й с“, или величина т су ^см. гл. X III, § 7) будет рав н а нуjjtfo или произойдет резкое уменьшение д ем пф ирования самолета и будет равно нулю (см. гл. XV, §4), принято н азы вать допусти|Ш м углом атаки, а значение су, соответствующее этому углу КГаки, д о п у с т и м ы м к о э ф ф и ц и е н т о м п о д ъ е м н о й с и| sbi Су доп. П оэтому горизонтальный полет сам олета д олж ен выпол няться на такой высоте и при такой скорости, когда при попадании В&молета в вертикальный порыв ветра величина сУг пне п ревзош ла 29 бы с Удоп Зависимость с Уд0П от М предварительно определяют на основании результатов испытаний моделей самолета в аэрод ин ам и ческой трубе и окончательно устанавливают их по м атер и ал ам специальных летных испытаний. Например, д ля самолетов Ту-104 и Ту-124 за с Удоп были приняты полученные в летных испытаниях значения с Угр_ Д л я самолетов Ту-134 и Ту-134А за ссдсш (соответст венно сУдоп) исходя из поведения самолета и характеристик устой чивости и управляемости на больших углах атаки были приняты углы атаки, получающиеся при воздействии на самолет верти кал ь ного эффективного индикаторного порыва скоростью 10 м/ сек (см. рис. 16, б). Значения а доп должны быть ниж е угла атаки с в а ливания не менее чем на 2— 3°. Зн ач ен ия сУлоп увеличивают подбором профилей крыла, если улучш аю тся условия обтекания. Такой путь характерен д ля второ го поколения турбореактивных самолетов (Ту-134, БАК-111, Боинг-727 и т. д .). К а к видно из рис. 16, б, с Уд0П1 к а к и с Утр> с уве личением числа М т а к ж е уменьшается. Д л я малы х чисел М в качестве с Удоп принимаются значения коэффициента подъемной силы, полученные при сваливании сам о лета суmax- Д л я сам олета Ту-134 с убранными зак р ы л к а м и за £ymax принята величина 1,35. Значение с Удоп на м алы х числах М необходимы д ля расчета минимально допустимых скоростей полета. § 4. ЗАВИСИМОСТЬ К ОЭ ФФ ИЦ ИЕ Н ТА с у ОТ Ч И С Л А М ПОЛЕТА ПРИ ПОСТОЯННОМ У Г Л Е АТАКИ Р а с с м а тр и в а я влияние сжимаемости воздуха на несущие свой ства кры ла в § 2, мы отметили, что при постоянном угле атаки к а ж д о м у числу М соответствует определенное значение су . К ак видно из рис. 17 (кривая для а = 4 , 2 ° ) , коэффициент су непрерывно увеличивается до числа М =0,83, а затем уменьшается. Причина такого изменения су заключается во влиянии сж и м аем о сти воздуха на распределение давления по профилю. Н ачи ная с числа М = 0 , 4 , в струйке, обтекающей профиль сверху, вместе с ростом скорости про исходит зам етное уменьшение плотности воздуха, что приво дит к дополнительному росту разрежения на верхней поверх ности (гл. 1, § 9 ). Н а нижней по верхности влияние сж имаемости воздуха для этих чисел М про является слабее, поэтому в н а ч а ле наблюдается в озрастани е коРис. 17.Влияние сжимаемости возду- эффициента су. П ри образоваха на су при постоянном угле атаки: нии скачка уплотнения несу1, 3 — стреловидное крыло с геометрической круткой;2 — нестреловидное крыло Щ И е 30 С П О С О бН О С Т И КрЫ ЛЗ ухудшаю тся. Волновой срыв приводит к уменьшению р азр еж ен и я на верхней поверхности кры л а и су снижается. При некотором числе М и на нижней поверхности появляется скачок, который с ростом скорости быстро см ещ ается н азад, вследствие чего зона разр еж ен и я увеличивается, а п одъем н ая сила и, следовательно, су уменьшаются. Постепенное смещение н а з а д скачка уплотнения на верхней поверхности в ы зы вает рост зоны р азр е ж ен и я и, сл ед ов а тельно, су. Зн ач ен ия чисел М, при которых наблю дается первона чальный рост су, а затем его падение и опять рост («лож ка») з а висят от угла атаки профиля и кры л а в целом. К а к видно из рис. 17, для меньшего угла атаки (2°) протекание зависимости су от числа М более плавное и «лож ка» имеет слабо выраж енный характер. § 5. В Л И Я Н И Е ЧИ СЛА М НА К О Э Ф Ф И Ц И ЕН Т Л О БО В О ГО С О П РО Т И В Л Е Н И Я П роанали зи р уем формулу лобового сопротивления самолета. Q = cx -Sq, где 5 — п лощ адь кры ла. П ри постоянном угле атаки лобовое сопротивление при малы х числах М изменяется пропорционально к в ад р ату скорости, так как коэффициент лобового сопротивления (сх) на этих числах М п р а к тически не зависит от скорости. Н апри м ер, д ля Ту-134 при а 6— 8° коэффициент сх = 0,038— 0,05 (на малы х высотах и скоро стях). Но зависимость сх только от угла атаки н аблю дается на ско ростях, при которых можно не учитывать влияние сж имаемости во з духа. С увеличением ж е скоростей полета, когда начинает ск азы в аться сжимаемость, сх возрастает и тем значительнее, чем быст рее разви вается волновой криз<ис. С вязь м е ж д у развитием волно вого к р и з и с а ‘и возрастанием сх можно проследить на рис. 18. Д о Ох Рис. 18. Зависимость коэффициента с* стре> ловидного крыла от ^ числа М (заш трихо' ваны зоны сверхзву ковых скоростей) числа М = 0 , 7 коэффициент сх почти не меняется. После того ка к чи сло М полета (потока) превысит критическое значение, на к р ы ле начинается о б разован ие местных скачков уплотнения, по явл яет ся т а к н азы ваем ое волновое сопротивление и начинается крутой подъем кривой cx = f ( a ) . П ри этом видно, что чем больше угол атаки кры л а (чем больше полетный су) , тем меньше критическое зн ач е ние числа М. С качки уплотнения с ростом числа М перемещаются к задней кромке и становятся мощнее. При увеличении числа М сверх критического'значения сх растет т а к ж е вследствие роста местных скоростей и на нижней поверхно сти профиля, где тож е образуется скачок уплотнения. П ри числе М = 1,1— 1,5 появляется прямой скачок впереди и скачки снизу и сверху в задней части профиля. Н аиб олее интенсивный рост сх у нестреловидного кры л а происходит в диапазоне от М кр до М = 1 ; с переходом ж е за М = 1 коэффициент сх обычно уменьшается. Д л я стреловидного кры л а максимальное значение сх соответствует обычно числу М = 1,1— 1,15. Известно, что лобовое сопротивление кры ла склады вается из профильного Qp, индуктивного Qi и волнового QB сопротивлений. В соответствии с этим развернуты й вид формулы коэффициента лобового сопротивления будет следующий: Сх — Сх р Cx i “Ь C iгВ • К оэффициент профильного сопротивления схр при нулевой подъемной силе склады вается из сопротивления трения воздуха о поверхность кры ла и сопротивления, вызванного разностью д а в л е ний воздуха на переднюю и задню ю части кры ла. Профильное сопротивление кры л а при м алы х числах М образуется преимущ е ственно вследствие трения, величина которого мало зависит от угла ат а к и 1; при больших углах атаки к сопротивлению трения п рибавляется сопротивление срыва и коэффициент оилы ю в о зр а стает: Схр = Сх тр + Сх давлКоэффициент индуктивного сопротивления cXi зависит от вели чины подъемной силы кр ы л а и прямо пропорционален кв ад рату коэффициента подъемной силы и обратно пропорционален уд ли н е нию кры ла i 'X l где Хэ = X 09х , X = -g ---- 12 <-Лэ > удлинение крыла; 1 I — размах; 5 — площ адь крыла. Индуктивное и волновое сопротивления по своей природе я в л я ются сопротивлениями давления. П ри возникновении волнового сопротивления сх увеличивается по сравнению со значениями на малы х скоростях в 3—6 раз для прямого кры ла и на 40—70% для стреловидного. 1Мельников 1961, 424 с. 32 А. П. Аэродинамика больших скоростей. М., Воениздат, Т аким образом, появление скачков уплотнения приводит к ин тенсивному увеличению ех, т а к как к обычному профильному и ин дуктивному сопротивлениям д обавл яется еще и волновое сопротив ление. П оявление местной скорости звука в какой-либо точке стрело видного кры ла имеет меньшее практическое значение, чем д ля п р я мого крыла. Вообще появление местной скорости звука на прямом и стреловидном кры льях не с р а зу оказы вает заметное влияние на аэродинамические характеристики и пилотом не замечается. Критическое число М стреловидного кры ла и самолета в целом связы ваю т обычно с изменением сум марных аэродинамических характеристик и при этом подразум еваю т у ж е то число М полета, при котором пилот начинает зам еч ать влияние сж им аемости воз духа на пцлотаж ны е качества самолета и в первую очередь измене ние характери сти к устойчивости и управляемости. Д л я самолетов Ту-134, Ту-154 определенное из этих условий критическое число М„Р = 0,82—0,88*. В летней практике пользуются понятием т а к назы ваемого пре дельно допустимого числа М, которое летчик о бязательно долж ен знать. Необходимо указать, что в аэродинамическом расчете иног да за критическое принимают такое число М полета, увеличение которого на 0,01 приводит к возрастанию коэффициента сх сам о лета на 1%- Согласно последней формулировке, например, для Ту-134 число М Кр = 0,78— 0,80 д ля крейсерских значений = 0,25— 0,30; д ля су= 0 , 3 5 — 0,5 на высотах практического потолка в зави си мости от взлетного веса значение МКр уменьш ается до 0,70—0,74. § 6. ВОЛНОВОЕ СОПРОТИВЛЕНИЕ КРЫЛА ■Выше было установлено, что увеличение скорости полета свыше критической ведет к появлению нового, дополнительного вида со противления, названного волновым. Д л я выяснения природы этого сопротивления еще раз р а с смотрим картину распределения давлен ия по верхней поверхности кры ла при дозвуковом обтекании на докритических и сверхкритических скоростях полета (рис. 12 и 19). К ак видно из рис. 19, одна . часть векторов р азреж ен и я ка к бы «тянет» профиль вперед, а другая — назад. Чтобы судить о том, что будет с крылом под дей ствием этих «тянущих» сил, необходимо все векторы разреж ен и я спроектировать на направление полета. При этом оказывается, что на докритических скоростях силы, тянущие вперед, немного мень ше сил, «тянущих» н а за д (рис. 19, а ) . С увеличением скорости свы, ше критической картина распределения давлен ия изменяется (рис. 19, б), вследствие чего силы, тянущ ие профиль вперед, умень ш а ю т с я (меньше становятся р азреж ен и я у носика п ро ф ил я), а силы, тянущие назад, увеличиваются (так как разреж ен и е на * Д л я самолетов с прямым крылом Мкр обычно 0 ,6 8 -0 ,7 . находится в пределах Рис. 19. К объяснению волнового сопротивления заднем скате профиля в озрастает по абсолютной величине). Н а р и сунке видно, что разность проекций векторов «тянущих» сил, н а правл ен ная назад, возрастает, увеличивая лобовое сопротивление. А т а к ка к с ростом скорости полета протяженность сверхзвуковых зон над крылом и под крылом увеличивается, происходит еще большее смещение наибольших р азря ж ен и й йазад_ к. задней кром ке. Силы, тянущ ие профиль назад, увеличиваются, одновременно увеличивается и давление на переднюю часть профиля. В итоге сопротивление кры ла продо л ж ает расти. Таким образом, волновое сопротивление по своей природе есть сопротивление давления. Поэтому в аэродинамике волновым принято назы вать дополнитель ное сопротивление, вызванное увеличением разности давлений при наличии на профиле кры ла сверхзвуковых зон обтекания и ск ач ков уплотнения1. Волновым это сопротивление названо потому, что процесс п ояв ления сверхзвуковых зон обтекания сопровождается возникновени ем скачков уплотнения. Рис. 20. Зависимость коэффициента сх от числа М (а) и влияние относительно)! толщины профиля на Д с* в крыла (б) ■ ' ’* М е л ь н и к О в 1961, с. 424. 34 А. П. Аэродинамика больших скоростей М., Воениздат, С энергетической точки зрения волновое сопротивление есть результат тормож ения потока воздуха в скачке уплотнения. При этом кинетическая энергия потока необратимо затрачи вается на нагревание воздуха в скачке. К а к видно из рис. 20, б, в диапазоне крейсерских чисел М по лета величина волнового сопротивления сХв = 0 , 0 0 4 —0,012. При сверхзвуковой скорости полета ( М > 1 — 1,2, рис. 20, а) тор можение потока на головном и хвостовом скачках уплотнения уменьшается, так ка к углы наклона этих скачков уменьшаются, а значит, уменьш ается и волновое сопротивление. Н а закритических числах М интенсивно растет лобовое сопро тивление самолета, причем до числа М = 0 , 5 оно растет по закону параболы, а д ал ее этот закон наруш ается, и кри вая отклоняется от квадратной параболы , что является результатом влияния сж и маемости и развития скачков уплотнения. § 7. И Н Т Е Р Ф Е Р Е Н Ц И Я Рост скоростей полета сам олетов привел к увеличению значения , Интерференции, т. е. взаимного влияния отдельных элементов с а молета, например кры л а и ф ю зел я ж а. И нтерференция мож ет при водить к значительному увеличению сопротивления самолета, осо бенно в зоне околозвуковых скоростей полета. ' Экспериментально установлено, что мож но получить п оло ж и тельную интерференцию, т. е. интерференцию, способствующую уменьшению добавочного сопротивления, возникшего в результате средииения отдельных элементов самолета в одно целое. Т урб оре а к т и в н ы е п ассаж и рск ие самолеты в основном являю тся низкопла^ам и. При таком сочетании кры ла и ф ю зе л я ж а постановкой залидов удается в некоторой степени сгладить место стыка кры л а и ф ю з е л я ж а . Р азм ещ ен и е двигателей в корневой части кры ла (см. гл. V, § 2), как это сделано на сам олетах Ту-104, Ту-124 и «Комета», создает в месте стыка при работаю щ их двигателях Эффект э ж ек то р а — активный з а л и з 1. Д ру гим путем д ля уменьшения сопротивления явл яется при м е н е н и е «правила площ адей» при проектировании самолета. В соответствии с этим правилом сопротивление летательного ап п арата оказы вается наименьшим в том случае, если закон и зм е нения поперечных сечений по его длине соответствует закону и зм е нения поперечных сечений по длине тела вращ ения наименьшего Сопротивления. Сопротивление комбинации кры ла с ф ю зеляж ем (и с другими частями летательного ап п ар ата ) будет таким же, ка к и сопротивление эквивалентного, т. е. имеющего такой ж е закон изш енени я поперечных сечений по длине, тел а вращ ения. Поэтому Минимального сопротивления можно добиться путем уменьшения ■речений ф ю зел я ж а («поджатия») на участке сопряж ения его с , i ~ ~ ---------------- ' f< 1 Е г е р С. М. П роектирование пассажирских . реактивных самолетов. Машиностроение», 1964, 452 с. . ': М., 35 Рис. 21. К объяснению применения правила площ адей: а — комбинация ф ю зеляж-кры ло без учета правила площ адей; б, в — та же комбинация с учетом «правила площадей» крылом на величины, равные п лощ ад ям соответствующих попереч ных сечений кры ла (рис. 21). П р а ви л о площ адей относится т а к ж е к сопряжению гондол д ви гателей с крылом, к наруж ной подвеске топливных баков и к д р у гим частям самолета. Так, например, на сам олетах Ту-104 и Ту-124, имеющих кры лья сравнительно большого удлинения, интерферен ция кр ы л а и ф ю зе л я ж а несколько ослаблен а вследствие зн ачитель ного удаления концевых отсеков кры ла от ф ю зел я ж а; поэтому вме сто утолщения фюзеляжа за к р ы л о м применяют установку на кры ле каплевидны х гондол, что позволило получить более плавное изменение площ адей поперечных сечений самолета по длине. Н а самолете Конвэр-990 имеются четыре таких гондолы, ис пользуемых под топливо. В итоге на этом самолете б ыло достигну то максимальное крейсерское число М — 0,91. Учет п равила площ адей при проектировании самолетов может улучшить их летные данны е на 20— 25% . В некоторых случаях пол ное соблюдение этого п равила оказывается невыгодным из-за ус лож н ен ия и утяж елен и я конструкции ф ю зел я ж а, вызванных необ ходимостью искривления его силовых элементов. § 8. П О Л Я Р А САМОЛЕТА. В Л И Я Н И Е ШАССИ И МЕ Х А Н И З А Ц И И К Р Ы Л А НА П О Л Я Р У Д л я оценки аэродинамики самолета служ и т его поляра. Она д а ет наглядное представление о величинах и изменениях коэф ф ици ентов су и сх при различных углах атаки. Н а рис. 22 и зображ ен ы поляры пассаж ирского турбореактивно го самолета по д анны м летных испытаний. Определим характерн ы е углы атаки и соответствующие им аэродинамические парам етры . В точке пересечения поляры а с осью абсцисс определяю т угол а т а ки нулевой подъемной силы а о — 3° и соответствующий ему коэф фициент сХо = 0 , 0 2 0 (при относительной толщине профилей кры ла с = 10— 12% ); д ля с = 12— 15% коэффициент cXo= 0 ,0 2 1 — 0,023-Ма36 л ое значение с Ходостигается созданием хорошо обтекаемой формы самолета, при неболь шом миделе ф ю зе л я ж а и мо тогондол. Аэродинамической оцен кой степени соверш енства с а молета является его качество. П ассаж ирские самолеты име ют максим альное качество Х = 1 5 — 20 при наивыгоднейШем угле атаки 5— 9° и числах М < 0 , 5 . Аэродинамическое к а чество самолетов возрастает с увеличением угла атаки от ао ДО наивыгоднейшего а Нв, так ка к на этом участке с у растет быстрее, чем сх. Н а ч и ная с у гл а 5 —7°, растет быст рее (за счет роста индуктивно го сопротивления) коэффици ент сх, и поэтому качество Рис. 22. П оляры самолета: 1 — шасси, закрылки и предкрыл-;и уменьшается. Д а л е е будет п о убраны; 2 — шасси выпущено; 3 — казано, что а Нв, является р а з шасси, закрылки и предкрылки выпу делом двух реж им ов полета: щены (взлетное полож ение); 4 — шасси, закрылки и предкрылки вы пу первого и второго (см. гл. VI. щены (посадочное п олож ение); 5 — § 3). Н а поляре 1анв = 9° при интерцепторы отклонены на прерван = 0 , 5 5 , а К = 15. ном взлете; 6 — интерцепторы откло При выпущенном шасси нены на посадке поляра сдвигается вправо (поляра 2), т а к ка к к о э ф фициент сх возр астает на величину Асхш- Обычно колодцы шасси после его выпуска зак ры в аю тся створками, поэтому Дсжш= 0 , 0 1 2 — 0,015 и несущие качества кр ы л а практически не меняются, отчего разм етка углов атаки на поляре 2 остается такой же, к а к и на по л яре 1. М аксим альное качество самолета при выпуске шасси уменьшается в нашем примере до 12, а а нв увеличивается до 10°, 7. При выпущенных шасси и зак р ы л к а х (посадочное положение) поляра сдвигается вправо и вверх (поляра 4) и коэффициент су увеличивается во всем диапазоне углов атаки, угол атаки нулевой подъемной силы становится отрицательным, а максимальное каче ство самолета уменьш ается до 5— 7 ед. вследствие того, что коэф фициент сх возра'стает в большей степени, чем коэффициент су. П ри отклонении закры л ков во взлетное положение м акси м ал ь ное качество (шасси выпущено) уменьш ается с 15— 17 до 10— 12. Обычно заход на посадку с выпущелными шасси, зак р ы л ка м и и предкрылками, отклоненными в посадочное положение, произво дится при качестве 5— 7. Выпуск тормозного щ итка сдвигает 37 гр аф и к поляры вправо, ввиду чего еще больше уменьшается каче ство, в особенности при полете на угл ах атаки 2— 3°, на которых соверш ается зах од на посадку. Отклонение интерцепторов при сни жении самолета на посадку (Ту-154, БоНнг-727 и т. д.) д ает более резкое уменьшение аэродинамического качества самолета (до 3—• ■4), что требует увеличения числа оборотов двигателей. § 9. В Л И Я Н И Е ЧИСЛА М НА П О Л Я Р У САМОЛЕТА Д л я каж дого числа М полета можно построить поляру, опреде лив д л я этого значения сх и су с учетом влияния сж имаемости, и таким образом, получить сетку поляр (рис. 23, а). Выше было а) Рис. 23. П оляры са молета (а) и зависи мость аэродинамиче ского качества К от с у для различных чи сел М (б) ------------с = Ю-М 2% ----------------с — [ 1-М З% — . — . — полетная по л яр а 38 О с т а н о в л е н о , что на докритических скоростях полета коэффициент кры ла почти не изменяется, а коэффициент подъемной силы су, ^начиная с М = 0 , 5 —0,6, увеличивается. П оэтому п оляра с ростом чи сл а М до МКр вытягивается вверх за счет увеличения су и одно: временно на участке больших углов атаки сдвигается в пр аво из-за возрастания сх вследствие роста индуктивного сопротивления. Это хорошо видно на полярах д ля чисел М = 0,75 и 0,80 (крыло с с = 11-13% ). К ак известно, аэродинамическое качество ^ _ £ у _ _ ___ А “ сх ~ tg 0 • П р и скоростях полета, больших критических, при которых сильно растет волновое сопротивление, п оляра при определенных числах М незначительно вытягивается вверх и значительно сдвига ется вправо (на рис. 23, а это наглядно видно д л я числа М = 0 , 8 5 ) вследствие уменьшения су. Если ж е число М настолько велико, что волновое сопротивление имеется у ж е почти на всех угл ах атаки, то этому числу М (для любого Су) соответствует повышенное зн ач е н и е Сх и п оляра оказы вается только смещенной вправо. Это свиде тельствует об уменьшении максимального качества самолета, что “бидно из рисунка, где показаны касательны е к полярам и углы ка1Ч(вства 0 2 > 0 i . f Р а с п о л а г а я сеткой поляр, мож но построить г раф и к зависимости ^качества от су д л я разны х чисел М (рис. 23, б). Обычно макси м а л ь н о е качество получается при значениях су, которые на *20—30% больше значений су в гооизонтальном полете. Если при М < 0 , 5 максим альное качестве Л = 15ч-20, то при М = 0 , 8 оно бу■&ёт примерно равно 13— 13,5. К а к видно из рис. 24, д ля чисел *М = 0,8-^0,85 /Стах— 13,5— г-13 и лишь :)(1 ри больш их числах М оно у м еньш а ^т» й с я до 11— 12. Высокое аэр од ин ам и ч е с к о е качество самолета б лагопри ятно сказы вается на величине кило 15 м е т р о в о г о расхода топлива. Влияние стреловидности крыла Сказывается в том, что аэродинамиче ское качество с ростом угла стрело"«йдности кр ы л а уменьш ается на марых и увеличивается на больших 'П Скоростях полета. П а р ам етр ы кры ла ''Ъ 0.75 0,85 М' Самолетов второго поколения на крей Рис. 24. Зависимость макси серских числах М==0,8— 0,85 выбраны мального аэродинамического качества от числа М: гак, что достигается К = 13-М 3,5. Известно, что д ля каж д ого числа -----------первое поколение само К скоростного самолета получается летов; крыло с с = 1 1 н -1 3 % ; :воя ’з ависимость меж ду коэффициен ------------ второе поколение са тами сх и су. Если нанести на сетку по молетов; крыло с с = 1 0 — 12%; — самолеты второго ляр д ля р азны х чисел М значения су поколения с улучшенной аэро в горизонтальном полете (для опре динамикой (/(max —14, М = 0,85) 39 деленных веса и высоты), а затем эти точки соединить, то п олу чим полетную п оляру (см. рис. 23, а, ш трих-пунктирная к р и в ая ), которая устанавл и вает связь м еж д у сх, су, и числом М и высотой горизонтального полета. Н а рисунке видно, что эта поляра пере секает все рабочие поляры д ля чисел М от 0,5 до 0,94. Чем бо ль ше число М, тем при меньшем су происходит это пересечение. Г л а в а III НЕКОТОРЫЕ ОСОБЕННОСТИ КОМПОНОВКИ СТ Р ЕЛО ВИ ДН ОГ О КРЫЛА § 1. ПУТИ УВ Е Л И Ч Е НИ Я КР ИТ И Ч ЕС К ОГ О ЧИСЛА М В гл. II было показано, что число М кр является границей двух режимов — обтекания без скачков уплотнения и обтекания со скач кам и уплотнения. Поэтому его определение представляет ин терес д ля практической аэродинамики самолета при рассм отре нии аэродинамических характеристик кры ла и самолета в целом. Р ост лобового сопротивления при увеличении числа М сверх М кр является своеобразным барьером, затрудн яю щ и м достижение больших скоростей полета. Постоянно ведутся изыскания таких аэродинамических форм самолета, при которых волновой кризис начинался бы при возможно большем числе М полета и протекал насколько возможно плавно, т. е. р азр а б а ты в аю тс я способы повы шения числа МКр п роф иля крыла. Критическое число М профиля можно определить по следую щей эм'пирической формуле: М кр = 1—0,7]/^ с — 3,2 сс ^1 , где с — относительная толщ ина профиля; су — коэффициент подъемной силы д ля рассм атриваем ого угла атаки. Н апомним, что характерн ы м и пар ам етрам и профиля кры ла я в ляю тся (рис. 25, а ) : относительная толщ ина с, % — отношение максимальной толщины профиля ст ах к хорде Ь; положение м аксимальной толщины профиля х с., % — отнош е ние расстояния м аксимальной толщины профиля х с от носка к хорде b; относительная кривизна профиля f, % — отношение м а кси мального прогиба f к хорде Ь; расстояние от носка профиля до м аксимальной кривизны про филя Хи вы раж енное в долях хорды — Xt, %. 40 Рис. 25. Геометрические параметры и формы профиля крыла (а); влияние толщины профиля крыла на коэффициент сх при различных числах М (б); / — профиль с полож ительной кривизной; 2 — симметричный профиль; профиль с отрицательной кривизной; 3 — «перевернутый» --” с = 10— 1 2 % ; --------------------------------------- 7 = 1 1 — 1 3 % ; --------------- ^ = 4 - 6 % ; Р ассмотрим влияние каж д ого из этих парам етров на' число М кр. Влияние относительной толщины профиля заметно ск азы ва ет ся на величине волнового сопротивления. Ч ем больше величина с, тем в большей степени подж им аю тся струйки воздуха, обтекающие профиль, а следовательно, волновой кризис будет н аступать р ан ь ше при малы х числах М. Н аоборот, ум еньш ая толщину профиля, сдвигают момент наступления волнового кризиса на большие числа М. Н а рис. 25 (б) отчетливо видно, что чем тоньше профиль, тем больше число М кр. В кры льях пассаж ирских самолетов всегда располож ено топли во, поэтому относительная толщина профиля составляет от 10 до 13%. Это необходимо для получения достаточного объем а и сохра нения прочности крыла. Д л я примера определим число М кр для профилей с относитель ной толщиной 10и 15%, если су = 0,3. Расчеты показы ваю т, что для с^= 10% М к р = 1 — 0,7/ с — 3 , 2 7 су'-з = | _ 0,7К О Л — 3,2-0,1-0,3'-6= = 0 ,7 2 2 ,а д л я с = 1 5 % Мкр= 1 — 0,7/ 0 Л 5— 3,2-0 ,1 5-0,3‘’5= 0,651. К ак видно из примера, чем меньше относительная толщ ина профиля, тем больше число М кр. П ри изменении угла атаки, а следовательно, и значения су (для прим ера возьмем су = 0,4 и с = 10%) получим другое значение кри тического числа М : М „ Р= 1 — 0,7У 0,10—3,2-0,10-0,415= 0 , 6 9 1 . Таким образом, увеличение угла атаки (су) привело к уменьшению М кр с 0,722 до 0,691. Это объясняется тем, что с увеличением угла ата к и верхние струйки воздуха п одж им аю тся профилем сильнее. Проходные сечения в струйке уменьш аются более интенсивно, ско рости от этого в о зр астаю т быстрей и скорость звука достигается при меньшем числе М полета. Вот почему с увеличением высоты полета (ростом су) уменьш ается число М КРС ам олеты второго поколения имеют профили кры ла с с = 1 0 —'12%, что позволило повысить крейсерское число М полета до 0,8— 0,85 без существенного роста волнового сопротивления. Обычно наивы годнейш ая крейсерская скорость полета мож ет быть р ав н а скорости, соответствующей М кр, или меньше ее. Влияние положения максимальной толщины и относительной кривизны профиля. Эксперимен тально установлено, что при одной и той ж е толщине тот профиль имеет большее число М кр, у которого сечение с максимальной толщиной располож ено ближ е к середине, т. е. при хс= 3 5 — 5 0 и/оО бъясн яется это тем, что при таком х с получается более плавный контур профиля, а следовательно, и более п лавная картина изме нения давлен ия и скорости вдоль него (рис. 26). Благоп ри ятн о влияет на аэродинамические характеристики при больших скоростях полета уменьшение кривизны профиля. С им метричный профиль, у которого f = 0, при прочих равных условиях имеет наибольшее число М Кр. О днако у таких профилей м алы з н а чения Су max (по сравнению с несимметричными), поэтому исполь зование их на транспортных самолетах затруднено. В последние годы получили распространение так назы ваем ы е «перевернутые» профили, т. е. имеющие отрицательную кривизну (см. рис. 25; 3). Эти профили, обычно применяемые в корневой части крыла, удов летворительно реш аю т проблему сложнейшей интерференции м е ж ду крылом и ф ю зеляж ем , созд авая плавное обтекание, а та к ж е спо собствуют устойчивой работе двигателей в хвостовой части ф ю зел я ж а. Физическая сущность влияния относительной кривизны на величину М кр т а к а я же, ка к и влияние толщины. Уменьшение м аксимальной толщины профиля, перенос ее на середину хорды и уменьшение к р и ви з н ы профиля увеличивает значе ние числа М кр всего на 0,02— 0,06. В л и я н и е с т р е л о в и д н о с т и к р ы л а . Н аилучш ий эф ф ект в повышении М кр д ает применение стреловидных крыльев. С увеличением стреловидности, крыла до 35° число М (ф в о зр а стает на 0,07— 0,08 по сравнению с М кр прямого кры ла или профи ля. Рассмотрим ка к это достигается. П о д ъ ем л ая сила кры ла и оперения определяется величиной аэродина мич ес ки х с и л дав ле н ии , в о з н и к а ю щ и х вследствие измене ния местных скоростей полета под воздействием внешних конту ров профиля по всему р а зм а х у кры ла или оперения. Р а зл о ж и м скорость полета УПол на две составляю щ ие: одну, перпендикулярную к передней кромке кры ла Уэф, и другую, Рис. 26. Влияние положения наибольшей толщины про филя крыла на число М Кр: a — профиль без пика р а з режения; б — профиль с пи ком разрежения * Строго говоря, Уэф перпендикулярна линии фокусов M N , составляю щ ая У, направлена вдоль этой линии, так к а к рассматривается крыло с сужением. Наше допущение сделано для простоты объяснения. 42 Рис. 27. Разлож ение скорости полета на стреловидном крыле и возмож ны е поло жения передней кромки крыла относительно конуса возмущений: / — дозвуковая передняя кромка — крыло расположено внутри конуса (дозву ковое обтекание); II — звуковая передняя кромка (обтекание со скоростью зв у ка) ; I I I — сверхзвуковая передняя кромка (сверхзвуковое обтекание) направленную вдоль передней кромки кры л а (рис. 27, а). Со ст а в л я ю щ а я УЭф (эф ф ективная скорость) определяет величины местных скоростей и разреж ен и й по профилю, а следовательно, и величину подъемной силы. С о став л яю щ ая V\ не участвует в . создании аэродинамических сил давления. В связи с тем, что УЭф всегда меньше УПОл, местная скорость зв ука будет достигаться позж е и, следовательно, число М Кр будет больше. Волновой кризис на профиле будет наступать при большей скорости полета. З н а чит, число М кр у стреловидного кры ла будет всегда больше, чем у прямого или у профиля. Критическое число М стреловидного кры л а с учетом влияния особенностей обтекания на распределение давлен ия по р азм аху мож ет быть определено по формуле М кр = М к р . Проф. l 4r CoS ^ ’ где х — угол стреловидного кры ла. Д л я кры ла, имеющего стреловидность 35° (cos 35° = 0,82), форм ула приобретает следующий вид: М Крх=зз° = 1,1-Мкр.проф.: Н апример, при относительной толщ ине профиля 10% получают число М крх=з5 »= 0,795. Н еобходимо учесть, что эмпирическая ф ор мула д ля определения М кр д ает погрешность 15— 20%. К рыло самолета имеет по р азм а х у переменные значения отно сительной толщины. Поэтому и критические числа М получаются разными. 43 Э ф фект стреловидности крыла, увеличивающий М„р, умень шается в месте сопряж ения центральной части кры ла с фю зеляжем. Зд есь крыло подвергается не косой обдувке (вследствие р а з л о ж е ния скорости заб е г а ю щ е г о потока на две составляю щ ие), а п р я мой. Д л я повышения числа Мкр увеличивают стреловидность цент ральной части кры ла по передней кромке. Так, если угол Х= 30—35°, то в центральной части кры ла его доводят до 40— 45°, т. е. придаю т крылу «серповидность» при виде в плане. С л аб о вы р аж ен н а я серповидность имеется у самолетов Ту-104 и Ту-124. Критические числа М для кры л а пассаж ирского самолета п олу чаются меньше единицы. Д л я наглядности у каж ем , что д л я кры ла с тонкими профилями (с = 4—6 % ) при угле х = 55—60° М кр, опре деленное по приведенной формуле, мож ет быть больше единицы. А д л я изолированного профиля, как у ж е отмечалось, это невоз можно. Волновой кризис на стреловидном кры ле разви вается позже, неодновременно по всему р азм ах у и менее интенсивно, чем на п ря мом крыле, и не сразу приводит к резким изменениям суммарных аэродинамических характери сти к самолета. В разны х частях кры ла волновой кризис возникает по-разному. Последние исследования показали, что в центральной части кры ла волновой кризис начинается позже, чем на концах, но зато н а р а стает более интенсивно. В результате отрицательное влияние центральной части кры ла сказы вается не столько на уменьшении числа М Кр, сколько в более быстром, чем на концах кры ла, н а р а стании волнового сопротивления, хотя оно на последних и начинает расти раньше. Волновое сопротивление у стреловидного кры ла значительно меньше, чем у прямого, что можно объяснить следующим о б р а зом. Предполож им, что местные скачки уплотнения на крыле начи наются на линии M N (рис. 2 7 ,6 ). Н а к аж д ом профиле местный скачок будет прямым, но для всего кры ла суммарный скачок, т а к ж е расположенный по линии MN , будет у ж е косым (по отношению к набегаю щ ему потоку). При косом ж е скачке, ка к уж е говорилось, волновой кризис проявляется слабее. Фронт скачка располож ится вдоль передней кромки стреловид ного кры ла в тот момент, когда станет равной местной скоро сти звука. Н а крыле с углом стреловидности х = 35° это произой дет при числе М полета, равном 1,22. К а к видно на рис. 27, а, скорость V ^ — Vn0^ cos 35°. П р и р а в н я ем ее к скорости звука: a = V n0a cos 35°, т. е. а = 0,821 УПол, тогда ^ _ Упол = Кп°лоп1~— 1,22. Таким образом, кры ло с Я 3£= » 'п о л , 0 ,о 2 1 35° может использоваться так ж е для полетов с небольшими сверхзвуковыми скоростями. При обтекании стреловидного кры ла сверхзвуковым потоком в вершине угла, образованного передними кром ками крыла, возни 44 кает конус возмущений (рис. 27, в ) . Если передние кромки кры л а л е ж а т внутри ко нуса возмущений, их назы ваю т д озву к о вы ми. По мере приближения поверхности ко нуса возмущений « передним кр ом кам ко эффициент в ол ново го сопротивления в о з растает и достигает наибольшего значения в момент совпадения передних кромок с поверхностью конуса. При дальнейш ем увеличении скорости передние кром ки к р ы Рис. 28. Влияние угла л а в ы ходят из границ конуса возмущений. стреловидности на з а В этом 'случае передние кромки кры ла при висимость Cz = f(M ) нято н азы в а ть сверхзвуковыми. П а сса ж и р с к и е самолеты последних лет имеют угол ^ = 2 0 - ^ 3 7 ° ,5 и среднюю относительную толщину 10— 12%. П рименение кры л а с большим углом стреловидности (в частно сти, 45°) нецелесообразно в весовом отношении вследствие в о зр а стания крутящ его момента и ухудшения условий взлета и посадки. К рыло с углом стреловидности 36° д ает снижение волнового сопротивления на 10— 25% при полетах на числах М = 0 , 8 0 —0,85, что значительно уменьш ает общее сопротивление. Одновременно удается сохранить высокое аэродинамическое качество. Влияние угла стреловидности на коэффициент сх показано на рис. 28. В л и я ние удлинения кры ла са м олета (при % = 6 —8) не сказы вается на М кр при % = 3 5 — 37,5°. В лияние торцового эф ф екта сказы вается только на участке кры л а вблизи его концов. В заключение рассмотрим способ определения Мкр по методу акад. С. А. Христиановича, когда по результатам продувки профи л я при малы х числах М ( М < 0 , 4 ) устанавли вается зависимость числа М Кр от величины коэффициента Ртшнесж- Этот коэффициент определяет наибольш ее р азреж ен и е на кры ле при обтекании про филя на малы х скоростях (без учета влияния сж имаемости рис. 29). Чем меньше по аб со лютной величине коэффициент минимального разреж ен и я, тем Р ш нет больше число М КР. Н апример, при продувке корневого сече ния кр ы л а ( с = 1 3 % ) _ н а а = 4 ° бЫ ЛО Рис. 29. К ривая С. А. Христиановича П О Л учеН О p m in H e c iK ^ = — 0,37, что соответствует чи слу Мкр = 0,7. В то ж_е время в концевом сечении ( с = 1 1 % ) П О Л уЧИ Л И РтШ несж^ 0,22 И М Кр = 0,75. Н а меньшем угле атаки ( а = 2°) значения МкРпо резул ьтатам продувки достига ли 0,8. 45 § 2. О СОБ ЕННОСТ И ОБТЕКАНИЯ С Т Р Е Л О В И Д Н О Г О К Р ЫЛ А В предыдущем п араграф е, р ассм атр ивая р азл о ж ен и е скорости Упол, мы упростили картину обтекания стреловидного крыла. В действительности ж е обтекание имеет сложную пространствен ную схему. В частности, струйки воздуха, обтекаю щ ие стреловид ное крыло, искривляются, т. е. омываю т крыло не по плоскому профилю, а по искривленному (рис. 30, а). Д ел о в том, что вблизи передней кромки скорость УПоя уменьш ается и под действием V\ поток отклоняется к концу крыла. Д а л е е по хорде по мере роста местных скоростей поток все больше отклоняется в противополож ную сторону (к центральной части к р ы л а ). При дальнейш ем дви жении потока к задней кромке кры ла значения местных скоростей потока уменьшаются и это приводит к повороту потока вновь в сторону концевой части крыла. • Кроме того, картина распределения давления по хорде не со храняется одинаковой во всех сечениях стреловидного кры л а по размаху. Рассмотрим струйки воздуха, обтекаю щ ие среднюю и кон цевую части крыла. Вследствие пространственного хар а ктер а обте кания струйки при подходе к средней (центральной) части кры ла увеличиваются по ширине. В связи с постоянством расхода воздуха вдоль струйки эго приводит к уменьшению скорости в передней ч а сти профилей, а следовательно, и к уменьшению разреж ен и й на вос ходящей (передней) части профилей середины крыла. Н а нисходя щей части наблюдается сужение струйки, а следовательно, рост скорости и увеличение разрежений. Таким образом, в средней ч а сти крыла на восходящей передней части профиля разреж ен и я уменьшаются, а на нисходящей — возрастают. Н а концах стреловидного кры ла наоборот, струйки, подходя к крылу, сначала сужаются из-за воздействия потока,-перетекающего Рис. 30. Примерный характер обтекания середины и концов стреловидного крыла (а) и примерная картина распределения давления в различных сечениях крыла ( б ) : / — в концевом с е ч е н и и ; 2 — в с е р е д и н е п о л у р а з м а х а ; 3 — в ц е н т р а л ь н о м с е ч е н и и 46 через торцы с нижней поверхности кры ла. Это приводит к росту скоростей на восходящей передней части профиля, в результате разреж ен и я возрастаю т. Н а сходе профиля струйка начинает р а с ш иряться, что приводит к уменьшению скоростей и разреж ен и я. Н а рис. 30, б видно, что в средних (центральных) сечениях кр ы л а максимум р азреж ен и я смещен назад, а в концевых сечениях наибольш ее разреж ен и е н аблю дается в передней части профиля. Кроме того, величина пика р азр еж ен и я получается больше в кон цевых сечениях, чем в средних и корневых. Поэтому концевые се чения кры л а при сравнительно малых углах атаки, когда об тека ние безотрывное, более нагружены , чем корневые. Рассм отрен н ая особенность распределения давлен ия по хорде кры л а приводит т а к ж е к иному (по сравнению с прямым крылом) распределению нагрузки по разм аху. Н а рис. 31 показано распределение нагрузки по р азм а х у стре- Рис. 31. Схема распределения нагрузки по разм аху стреловидного (а) и прямого (б) крыльев: 1 — примерное протекание значения с у для максимального угла атаки; 2 — значесеч. шах максимального угла атаки крыла, имеющ его геометрическую крутку ние c v Для сеч. —4° и профилированный носовой наплыв (срыв достигается на половине разм аха крыла); «3 ~ значение для максимального угла атаки крыла, имеющ его геометрическую сеч. крутку —2,5° (срыв достигается на 60—70% разм аха крыла; 4 — текущ ее значение c v ^сеч. дл я крыла без аэродинамической и геометрической крутки — плоское крыло угол атаки); 5 — текущ ее значение с у (полетные углы атаки) для крыла сеч. рической круткой; 6 — профилированный носовой наплыв; 7 — значения c v 3 сеч. симального угла атаки прямого крыла (срыв достигается с корневой части ^полетный с геометдля мак* крыла>, 47 ловидного и прямого крыльев, а т а к ж е изменение максимальных значений су д ля различны х сечений кры ла су сеч. m ax. Р азн и ц а в х арактер е изменения максимальны х значений су се чений у прямого и стреловидного кры льев одинакового удлинения объясняется следующим. П еретекание воздуха через торцы кры ла с нижней поверхности на верхнюю у прямого кры ла оказы вает влияние на небольшом участке, ввиду чего значение сусеч. тах при достижении максимального угла атаки почти по всему р азм аху одинаково и только к концам кры л а начинает уменьшаться. У обычного стреловидного кры ла уменьшение су Сеч. m ax от корня к концу связано, помимо перетекания воздуха, через т о р ц ы ,с неодно временным развитием по р азм а х у срыва потока. Поэтому у обыч ных стреловидных кры льев (плоских) в концевых сечениях р ан ь ше, чем у других, в озрастает отрыв потока, т. е. раньш е достигаю т ся значения суСеч. шах. Д л я стреловидных крыльев с аэродинамиче ской и геометрической круткой уменьшение су сеч. max к концу кры ла не наблю дается. Если д ля плоского нестреловидного кры ла при достижении м аксимального угла атаки в концевых сечениях быст рее достигаются су сеч.тах, чем в сечениях средней и корневой ч а стей крыла, то, ка к видно из рис. 31, а д л я кры ла с аэродин ам и че ской и геометрической круткой мож но достичь первоначального срыва в другом месте (например, у самолета Ил-62 получен срыв на половине р а зм а х а к р ы л а ) . У прямого кры ла максим альное значение су сечений достигает ся раньш е в центральной части кры ла. Поэтом у с увеличением угла атаки срыв потока раньш е насту пает в средних и концевых сечениях стреловидного кры ла и в цент ральной части прямого крыла. О бщ ему концевому срыву потока на стреловидном кры ле способствует боковое (по р а зм а х у ), перете кание потока (см. распределение давлений в различны х сечениях кр ы л а на рис. 30, б ) , направленное от корня к концам кры ла. П р о исходит ка к бы отсос пограничного слоя из средней части и н акоп ление его на концах крыла. «Н абухание» пограничного слоя и преждевременный его отрыв на концах кры ла являю тся одним из существенных недостатков стреловидных крыльев. При концевом срыве потока центр давлен ия сдвигается вперед и возникает кабрирую щ ий момент, что ухудшает продольную устойчивость самолета. Срыв потока в зоне элеронов приводит к ухудшению поперечной управляемости самолета. Помимо концевого срыва потока на малы х скоростях полета (большие углы ата к и ), возможен т а к ж е срыв и на больших скоро стях под влиянием взаимодействия скачков уплотнения с погра ничным слоем при полете на больших высотах. К а к известно, т а кой полет происходит на сравнительно больших углах атаки, б ли з ких к допустимым, д ля получения необходимых значений суГ. пС увеличением угла атаки уменьш ается значение числа Мкр. При увеличении угла а из-за вертикальных порывов возможно раннее образование скачков уплотнения (так как М кр невелико), что спо собствует возникновению срыва потока. 48 Перераспределение нагрузки по р а зм а х у стреловидного кры ла (в отличие от прямого) всегда приводит к смещению по хорде р а в нодействующей аэродинамических сил кры л а и потому сопровож дается изменением его продольного момента. При стреловидной форме кры ла к а ж д о е сечение смещено относительно друг друга так, что в делом точки прилож ения приращ ений аэродинамических сил этих сечений образую т линию, наклоненную к поперечной оси кры ла (оси O Z ) на угол %. Р асстояния от оси OZ до точек прило жения аэродинамических сил сечений различны по разм ах у. У прямого крыла, наоборот, точки п рилож ения приращ ения аэроди намических сил сечений л е ж а т практически на прямой, п а р а л л е л ь ной оси, т. е. равн оудален ы от поперечной оси кр ы л а во всех сече ниях по р азм аху. Р ассм отр ен н ая особенность распределения н а грузки по р а з м а х у стреловидного кры ла существенно меняется как с изменением угла атаки, так и при изменении числа М. Н а рис. 32,а, видно, что увеличение а приводит к больш ему н а гружению центральной части стреловидного кр ы л а и р азгру зк е его концевых частей. П ри этом центр д авл ен ия кры ла см ещ ается впе ред по хорде, что п орож д ает тенденцию к кабрированию . Н а ч ал о кабри рован ия соответствует моменту зарож д е н и я срыва, который начинается в той части кры ла, где располож ены элероны. П ри изменении числа М и постоянном а т а к ж е происходит пере распределение нагрузки по р азм ах у. Это п орож дается неравно мерным развитием на кры ле волнового кризиса в процессе дости ж ения критической скорости и превыш ения ее. Увеличение скоро сти полета до критической приводит вн а ч а ле к некоторому догру- стреловидного крыла (б) ; I — недеформированная ось жесткости; I I — ось ж есткости изогнутого крыла 49 жению концевых сечений стреловидного кры ла. З а тем с развитием волнового кризиса при числе М, несколько большем М кр, концевые сечения начинают разгру ж ать ся. П ервон ачальное увеличение н а грузки концевых сечений приводит к появлению незначительного пикирующего момента. Последую щ ие изменения распределения н а грузки вызываю тся распространением волнового кризиса по верхней поверхности кры ла на корневые сечения и среднюю часть консо лей, а т а к ж е развитием кризиса на нижней поверхности крыла. Все это приводит к некоторому смещению центра давлен ия кры ла впе ред по хорде и появлению кабрирую щ его момента при числах М, больших М Кр, но меньших единицы. И зм енение в распределение нагрузки по р азм а х у стреловидного кр ы л а могут т а к ж е внести и его упругие деф орм ации (изгиб и кр у чение). П ри д еф орм ац и ях неодинаково изменяются местные углы атаки в различны х сечениях кры ла, причем степень этих изменений зависит от аэроупругости кры ла и действующих на него аэро д ин а мических сил. Последние в свою очередь зависят от угла атаки, ско рости полета и числа М. П р и изгибе стреловидного кр ы л а (рис. 32, б) относительно оси О— О точки 1 и 3, л е ж а щ и е б ли ж е к этой оси, будут иметь меньшее вертикальное перемещение, чем точки 2 и 4. Вследствие этого хор ды 1— 2 и 3 — 4 повернутся относительно оси жесткости на некото рый угол и все крыло закрутится в сторону уменьшения угла а т а ки. Т аким образом, у кры ла с прямой стреловидностью при изгибе под действием а эродинамической нагрузки (направленной снизу вверх) всегда происходит уменьшение угла атаки сечений кры ла и тем значительнее, чем ближ е к концу кры ла находится данное се чение. Это т а к ж е усугубляет тенденцию к кабрированию , ибо кон цевые сечения имеют меньшие углы атаки и, следовательно, мень шие значения су сеч.. Это обстоятельство н аряд у с рассмотренными выше явлениями перемещения центра давлен ия вперед с увеличе нием угла атаки и скорости мож ет т а к ж е привести к неустойчиво сти самолета в определенном диапазоне чисел М и углов атаки. § 3. А ЭРО Д И Н А М И Ч Е С К И Е О СО БЕН Н О СТИ Т Р Е У ГО Л Ь Н О Г О К РЫ Л А С В ЕРХ ЗВ У К О В О ГО П АССАЖ И РСКО ГО САМ ОЛЕТА Треугольное крыло соединяет качества, необходимые д ля умень шения до минимума волнового сопротивления (большой угол стре ловидности и малое удлинение) с удобной конструктивной формой. Н есм отря на малую относительную толщину (5—<6%), кры ло имеет большую строительную высоту и достаточный объем, что позволяет удобно р азм ещ а т ь в нем топливо. Д л я получения требуемых характери сти к в дозвуковом и сверх звуковом д иа п а зо н а х скоростей полета переднюю кромку треу гольного кры ла модифицируют, т. е. придают ей S -образную форму 50 fe плане (самолет «Конкорд») или переменную стреловидность ■'(самолет Ту-144). Это позволяет сочетать максимальный разм ах, обеспечивающий минимальное индуктивное сопротивление сам оле та- в дозвуковом крейсерском полете, с минимальной площ адью и, следовательно, минимальным профильным сопротивлением. Н а д о звуковых скоростях несущие свойства кры л а определяю тся его ос новной площ адью . Н а сверхзвуковой скорости резко возрастает роль той части кры ла, которая вынесена узкой полосой вперед вдоль ф ю зел я ж а. Т аким о бразом получается треугольное крыло с «переменной» стреловидностью в плане (самолет Ту-144) или «оживалыюе», ка к на самолете «Конкорд» (см. рис. 55). К оэф ф и циент подъемной силы такого кры л а увеличивается вплоть до очень больших углов атаки. Это происходит б лаго даря образованию си стемы вихрей у передней кромки, интенсивность которых повы ш ает ся с увеличением угла атаки. ' Треугольное крыло имеет сложную пространственную картину Обтекания. П еретекание воздуха через боковые кром ки кры ла и распространение частиц воздуха на относительно большую часть разм ах а приводит к образованию двух вихревых жгутов, н а п р а в ленных под небольшим углом к поверхности1. Внутри вихревых жгутов создается сильный подсос (р а зр еж е н и е), а на кромках кры ла появляется п одсасы ваю щ ая сила, н ап р авл ен ная вперед. Эта сила уменьш ает индуктивно-волновое сопротивление. Н а посадоч ных углах атаки (10— 12°) действие вихрей очень напоминает р а боту посадочной механизации. П од ъ ем н а я сила на посадке увели чивается за счет влияния земли примерно на 60% . ■ П ри увеличении скорости аэродинамический фокус треугольно го кры ла сдвигается н азад и увеличивает продольную устойчивость. В озникаю т значительные пикирующие моменты, которые долж ны уравновеш иваться отклонением руля высоты на большой угол, так к а к плечо ры чага ■ — расстояние до ц. т. — слишком мало. Однако отклонение рулей на большой угол приводит к возникновению д о полнительного сопротивления от балансировки. Д л я получения 1Сабрирующего момента и меньшего лобового сопротивления кры'лу придают геометрическую крутку. Рули (элевоны ), которые нахо дятся позади ц. т., д о л ж н ы отклоняться вверх. В результате с о зд а ется подъемная сила, нап равлен ие которой противоположно н а правлению общей подъемной силы. Этот эффект, а т а к ж е сопротив ление от балансировки сн и ж аю т аэродинамическое качество. Д л я получения нулевого продольного момента самолета исполь зуется S -образный профиль кры л а (продольная д еф о р м а ц и я), при .этом зад н яя кром ка кры ла несколько приподнята, т. е. крыло по лучается выгнутым. Н еобходим ая подъемная сила в сверхзвуковом крейсерском полете создается незначительным отклонением рулей. Д л я получения плавного распределения давлен ия по р азм а х у кры ло имеет поперечную деформацию . В итоге продольная и попереч 1Мельников 1961, 424 с. А. П. Аэродинамика больших скоростей. М., Воениздат, 51 ная деф орм ации кры л а в сочетании с переменной стреловидностью позволяют значительно увеличить аэродинамическое качество по сравнению, например, с плоским треугольным крылом. М еханизация треугольного кры л а не д ает значительного увели чения подъемной силы и лиш ь затрудн яет балансировку. Поэтому все самолеты с треугольным крылом не имеют закры лков. Это уп рощ ает конструкцию крыла, уменьш ает его удельный вес. Угол стреловидности кры л а выбираю т т а к ж е исходя из получе ния дозвукового обтекания, т. е. крыло долж но быть внутри конуса возмущений (см. рис. 27). При числе М = 2 , 3 угол 2ц> при вершине конуса составляет ~ 52° (sin ф = 1:2,3 = 0,435; ср = 26°), а стрело видность расположенной у ф ю зе л я ж а передней кромки крыла д о л ж н а быть больше 54° (90°— 26° = 6 4 ° ) и практически составляет 65— 72° при очень острой кромке. З а д н я я кром ка треугольных крыльев имеет небольшую о б р ат ную стреловидность (самолет «Конкорд») и скругленную концевую часть; б ла го д а р я этому преодолевается тенденция к продольной неустойчивости при м алы х скоростях и больших коэффициентах подъемной силы, а законц овка крыла, кроме того, повышает э ф фективность поверхностей управления. § 4. КОМ ПОНОВКА К РЫ Л А П АССАЖ И РСКО ГО Д О ЗВ У К О В О ГО САМОЛЕТА Большинство современных дозвуковых п ассаж и рских сам о л е тов имеют стреловидные кры лья с %= 20—37°,5 сравнительно большого удлинения ( Х = 6 —9) и суж ения (г| = 2— 4,5). П р и м ен е ние стреловидных кры льев вызы вает трудности, связанны е с дости жением больших углов атаки, при которых необходимо обеспечить одновременно большую подъемную силу и благоприятны е х а р а к т е ристики устойчивости и управляемости самолета. П оэтому аэроди н амическая компоновка стреловидного кры ла дозвукового самолета (к ак и д ля многих самолетов) выполнена таким образом, чтобы обеспечить плавное безотрывное обтекание кры льев до возможно больших углов атаки. Это достигается соответствующей компонов кой профилей по р а зм а х у крыла, выбором формы кры ла в плане, удлинения и суж ения кры л а в сочетании с углом геометрической зак ру тки концевых сечений. Сужение кры ла в плане т] = в ы б и р ается из условий по лучения хороших аэродинамических и прочностных характеристик, а т а к ж е характери сти к устойчивости. Д л я стреловидности 35° наивыгоднейшее г| = 3,5— 4,5*. Б ы ло установлено, что зависимость коэффициента су (та кж е и коэффициента продольного момента т г, см. рис. 136) от а линейна * Е г е р С. М.. Проектирование пассажирских реактивных самолетов. М., «Машиностроение», 1964, 452 с. 52 до «отр, а когда появляю тся местные срывы потока на крыле, л и нейность наруш ается. Это м ож ет привести к ухудшению п родоль ной устойчивости (на рис. 136 это соответствует т а к называемой «ложке»). Н а б о р кры ла производят из разнотипных профилей (аэродинамическая кр у т к а), при этом менее несущие профили ста вятся в корне кры ла, более несущие на его концах. Это определяет характер изменения сусеч.max по р азм а х у кры ла (см. рис. 31). Установка на конце кры ла более несущих профилей ( / = 0 , 8 —2,5% и более) с задним расположением максимальной толщины (л:с = 35— 50% ) позволяет в какой-то степени увеличить с у С еч. m ax на концах кры ла и тем самы м увеличить угол атаки кры ла, при ко тором достигается Сусеч.тах- Таким образом, первоначальный срыв потока мож но получить в средней или корневой частях кры ла, что улучш ает характеристики продольной устойчивости самолета на больших углах атаки (устраняет опасность сваливания самолета на крыло) и повышает эффективность элеронов. В корневой части кры ла обычно устанавли ваю тся симметричные профили (иногда с небольшой кривизной) или профили с отри ца тельной кривизной — «перевернутые»). С амолеты ДС-8, Конвэр-880, Боинг-707, Ту-154 и VC-10 имеют в центральной части кры л а перевернутые профили. Это не ухудшило общей несущей спо собности кры л а и д ал о возможность применять профили с отно сительной толщиной с = 1 2 — 16% без существенного увеличения сх на больших числах М полета. Геометрическая крутка заклю чается в том, что концевые и сред ние сечения кры ла постепенно закручи ваю тся (устан авливаю тся под меньшим углом) относительно корневых на небольшой угол (например, если у корня кры ла угол установки + 3 ° , а на конце — 1°, то угол крутки равен — 4°). П ри этом изменяется распределе ние подъемной силы по р а зм а х у в сторону большего нагруж ени я 'корневой части кр ы л а и разгрузки его концевой части. Такое кры ло мож ет достигать в полете больших углов атаки (отсчитываемых по хорде корневого п р оф и л я ), преж де чем на концевых частях кры ла начнется срыв. Н а рис. 14 видно, что геометрическая крутка в л и я ет н а протекание зависимости cy = f ( а ) , сдвигая кривую вправо. З а д а в а я геометрическую крутку, учитывают изгиб и зак рутку кры ла, показанны е на рис. 32, б, чтобы не получить на его концах от рицательной подъемной силы. В ыш е отмечалось, что при наличии геометрической крутки по требные Су г.п получаю тся на несколько больших летных углах атаки. Установка на верхней поверхности кры ла аэродинамических пе регородок (высотой в среднем 2—4% местной хорды кры ла, рис. 33, а) уменьш ает тенденцию к срыву и получила широкое при менение. Перегородки д ел ят кры ло на участки и препятствуют пе ретеканию воздуха в пограничном слое по р азм а х у кры ла, б лаго д ар я чему в концевых сечениях пограничный слой меньше утол щается. Это приводит к повышению местных значений сусеч. max 53 t Л™ Б ■ ^П//////И233» А~Н ■ Р ис- 33. Установка аэродинамических перегородок на верхней поверхности крыла (а) и носовой наплыв крыла самолета Ил-62 ( б ) : 1 — л и н и я 1/ 4 х о р д ; 2 — м е с т о з а р о ж д е н и я с р ы в а и о т ры ва потока; 3 — элерон; 4 — перегородки; 5 — струйка воздуха в увеличенном м асш та б е; 6 — вихри, сходящ ие с к р ы л а при нали чии перегородок; 7 — в о з м о ж н а я ф орма перегородки в концевых сечениях (по сравнению с крылом без перегородок), з ад ер ж и в ае т возникновение срыва потока в этих сечениях до больших углов атаки. Н а участке кры ла ближ е к ф ю зел я ж у (м еж д у перегородкой и ф ю з е л я ж е м ) происходит утолщение пограничного слоя и уменьш е ние Су сеч. шах* Поперечные токи возникаю т в пределах только одно го участка, у перегородок образую тся вихри, с которыми стекает лограничный слой. Та®им образом, за счет поперечного перетекания воздуха в по граничном слое при наличии на кры ле перегородок добиваются за д е р ж к и срыва потока с внешней стороны перегородки и на конце к р ы л а . Т ак ка к тенденция к отрыву пограничного слоя становится •слабее, улучш ается распределение подъемной силы по разм аху крыла. Зон а срыва перемещ ается на среднюю и д а ж е в отдельных компоновках на корневую часть крыла. Аэродинамические перегородки установлены на кры льях сам о летов Ту-104, Tv-124, Т у -154, Ту-134 и «К аравел л а» . Действие, аналогичное влиянию перегородок на крыле, о казы вают носовые наплывы (рис. 33, б), установленные в определен ных сечениях по р а зм а х у кры ла. Н али ч и е наплывов ступенчатой •формы генерирует вихри, которые идут от передней кромки крыла вдоль хорды к задней кромке, у в л ек ая за собой накапливаю щ ийся пограничный слой и не д а в а я ему перетекать к концу кры ла, что •особенно в аж н о на углах атаки, превыш аю щ их крейсерские. Н а л и чие носового н аплы ва в концевых сечениях кры л а улучш ает х а р а к теристики продольной устойчивости самолета на больших углах .атаки. Расп ол ож ен и е и профилировка н аплыва выбираю тся так, .54 чтобы не ухудшить характеристики кры ла на крейсерских р еж и м ах полета. П оэтому наплыв начинает работать (проявлять себя) толь ко на углах атаки, превыш аю щ их крейсерские. С о зд а ва я мощ ны е вихри, он выполняет функции аэродинамической перегородки. Аналогичный эф ф ект создаю т пилоны, на которых подвешены д в и г а т е л и самолетов Боинг-707, Д у г л а с Д С -8 и Конвэр-880. Н о пилоны работаю т в основном ка к перегородки на н иж ней поверхности кры ла, где поперечные токи в пограничном слое зн а чительно меньше. Только часть пилона, зах в а ты в а ю щ а я верхнюю поверхность кры ла у его носка, влияет на перетекание п огра ничного слоя. Д ру гие методы затягиван и я срывов потока с кры ла на большие углы атаки рассмотрены в гл. VII, § 8. Н а самолетах Боинг-707, Д С -8 и других д ля затягиван и я сры вов установлены турбулизаторы (генераторы вихрей). Основное их назначение — со зд авать системы вихрей д ля активизации погра ничного слоя (рис. 34). П ри н ци п действия турбулизаторов основан на том, что система' вихрей способствует усиленному смешиванию пограничного слоя: с внешним потоком. Частицы воздуха, увлекаем ы е вихрем и» внешнего потока, вытесняют частицы пограничного слоя и, смеши в аясь с ними, захв аты в аю тся внешним потоком. П роисходит ин тенсификация пограничного слоя, препятствую щ ая его отрыву з а скачком уплотнения. В тех случаях, когда отрыв все-таки происхо дит, система вихрей, возбуж денны х турбулизаторами, создает пере мешивающий э ф ф ект и в оторванном потоке, в результате чего- Рис. 34. Пример механизации крыла современного дозвукового пассажирскогосамолета: J — внутренний интерцептор; 2 — внутренний закр ы лок ; 3 — внешний интерцептор; 4 — внеш ни й з а к р ы л о к ; 5 — э л е р о н - и н т е р ц ё п т о р ; 6 — триммер-ф летнер; 7 — э ле р о н ; 8 — концеваяН ер в ю р а ; 9 — п р е д к р ы л к и ; 10 — о с ь р а з ъ е м а ; I I — г о н д о л а шасси; 12 — с т ы к с ц е н т р о планом; А — размещ ение турбулизаторов потока на цент ральной части крыла самолета Боинг-707 (Л = 10— 12 см; а = 15°; / = 1 5 - 3 0 см; 0 = 40—60 см) 55 район отрыва потока л окали зуется и пограничный слой снова «при липает» к поверхности к р ы л а 1. У-становкой турбулизаторов на самолете Боинг-707 удалось затянуть н ачало отрыва потока на большие углы атаки и скорости полета (увеличение числа М кр на 0,02— 0,07). К роме того, установ ка турбулизаторов на крыле перед элеронами повышает э ф ф е к тивность элеронов. Турбулизаторы, установленные в корневой (центральной) части кры л а Боинга-707, уменьш аю т подъемную си лу при выходе на большие углы атаки и ускоряю т срыв потока в центральны х сечениях крыла. Р ассмотренные мероприятия (с учетом изложенного в гл. VII, § 8) позволяю т сконструировать крыло самолета, которое имеет вид, представленный на рис. 34. Н еобходимо отметить, что если по линии V4 хорд угол х = 35°, то по передней кромке стреловид ность мож ет быть несколько большей (на рисунке это соответ ствует углу х = 4 1 ° в корневой части кры ла и %= 38° в отъем ной) . В табл. 3—5 приводятся значения п арам етров в процентах для следующих вариантов аэродинамической компоновки крыла: а) д ля кры л а с геометрической круткой — 2,5° ( ф уСт.корн = + 1°; Ф уст.конц = — 1°30'; двигатели р асполож ены в хвостовой части ф ю зе л я ж а ) Мкрейс = 0 , ‘8 —0,82: Таблица 3 Сечение По стыку с центропланом По оси разъема То концевой нервюре С хс 9,75* 13 11,0 35 35 35 f л 'г 1 ,4 1,8 0 ,8 30 35 35 * Относительная толщина приведена по потоку. б) д л я кры л а с геометрической круткой — 4 ° ( ф ус т .к о р н + 3 ° ; фпром.нерв~~0 ; фуст.конц-—— I j двигатели расположены в хвосто вой части ф ю зе л я ж а ) М крейс = 0,82-^0,85: Таблица Сечение То стыку с центропланом Промежуточное По концевой нервюре с 12 11 10 50 35 35 / А7 - 0 ,7 1 ,2 1,5 30 40 45 4 1 Е г е р С. М. Проектирование пассажирских реактивных самолетов. М., «Машиностроение», 1964, 452 с. 56 Таблица Сечение По стыку с центропланом Промежуточное По концевой нервюре с хс f xf 12 38 38 38 0 0 ,3 2 ,0 38 38 38 11,8 11,3 5 в) для кры ла с носовым н аплы вам и геометрической круткой —4 (фуст, корн== ~ 3 , фуст. копц=-: 1 , двигатели расположены в хвостовой части) М 1фей с = 0 ,8 1н-0,83: § 5. Р А С П Р Е Д Е Л Е Н И Е С О П РО Т И В Л Е Н И Я М Е Ж Д У О Т Д Е Л Ь Н Ы М И ЧАСТЯМИ САМОЛЕТА Сопротивление самолета склады вается из суммы сопротивлений отдельных его частей и сопротивления интерференции. Д л я разных скоростей полета (чисел М) получается неодинаковое р аспреде ление сопротивления м еж д у этими частями в основном за счет по явления волнового сопротивления на соответствующих числах М. Н а дозвуковых сам олетах около половины всего сопротивления создается крылом. В табл. 6 приводятся примерные значения Асх основных частей сам олета с двигателями, установленными в хвостовой части ф ю зе л я ж а (данные для горизонтального полета на числе М = 0,8, при котором сх всего самолета равен 0,0305, а с,,— 0,4). Необходимо отметить, что д оля волнового сопротивления для М = 0 , 8 при су — 0,4 (это соответствует углу атаки 5,5°) составляет около 20% (Асхв = 0,006). Выпущенное шасси (Дсхш = 0,015— 0,020) на малы х скоростях полета создает около половины всего сопротив ления самолета. Таблица Часть самолета Крыло Горизонтальное оперение Вертикальное оперение Фюзеляж Гондолы шасси Гондолы боковых двигателей Заборник среднего двигателя Самолет в целом Д£> 0,015 0,0017 0,001 0,008 0,00116 • 0,0027 0,001 сх = 0,0305 6 В % ко все,му самолету В с р е д н е м дл я остальных самолетов, % 4 9 ,5 5 ,5 7 3 ,2 8 2 6 ,2 3 ,8 8 ,8 3 3 ,2 8 100 45—50 5 -6 3—4 25—30 3—5 8— 10 — 100 57 Г л а в а IV ХАРАКТЕРИСТИКИ СИЛОВОЙ УСТАНОВКИ § 1. О БЩ И Е С ВЕДЕН И Я Н а большинстве создаваем ы х в н астоящ ее время реактивных п асс аж и рск и х и транспортных самолетах дозвуковы х и сверхзву ковых устанавли ваю т турбореактивные двигатели. Р еактивны е д в и гатели и, в частности, турбореактивные, позволяю т получать в по л е т е большие тяги и, следовательно, большие тяговые мощности. Д л я сверхзвуковых пассаж ирских самолетов Ту-144 и «Кон корд» потребная тяго вая мощность д ля отдельных реж им ов полета м ож ет составлять 190 000—220 000 л. с. ( М = 2 , 0 —2,3). Т урбореактивны м двигателем (Т Р Д ) н азы вается газотурби н ный д ви гатель ( Г Т Д ) 1, у которого тяга образуется при истечении газов из реактивного сопла путем так назы ваемой п р я м о й р е а к ц и и . Т яга Т Р Д является равнодействующ ей элем ентарны х сил отталкивания, приложенных (при ускорении движ ения частиц газа) к стенкам кам ер ы сгорания и реактивного сопла. Она нап равлен а по оси потока г а з а и воспринимается корпусом двигателя. Т Р Д в отличие от турбовинтового двигателя (Т В Д ) и поршневого д ви га т ел я объединяет в себе функции двигателя и движителя. /" ''Т я г а у Г Т Д мож ет быть т а к ж е получена путем н е п р я м о й р е а к ц и и при передаче механической энергии от газовой турбины / на компрессор (вентилятор) второго контура или на воздушный винт Т В Д , которые при своем вращ ении отбрасы ваю т н а з а д боль шие массы воздуха, в результате чего возникает противоположно н ап р ав л ен н ая д в и ж у щ ая сила — тяга компрессора или винта. Если мощность турбины Т Р Д всегда равн а мощности компрессора, то при создании тяги посредством непрямой реакции мощность г азо вой турбины превосходит мощность компрессора и избыточная ее доля передается потребителям. Д л я современных Т Р Д характерн ы высокие значения степени повы ш ения давлен ия воздуха в компрессоре2, достигающие 24— 27; это приводит к тому, что давление на выходе из компрес со ра на зем ле мож ет составлять 20— 25 ат, а температура газов на выходе из кам еры сгорания (перед турбиной^ 850— 125043. В ко нечном счете на выходе после турбины достигается больш ая ско рость истечения газов. Мощность, р азв и ва ем а я газовой турбиной, доходит до 200 000 л. с. (например, у двигателя фирмы «Роллс-Ройс» RB.207-3 1 Газотурбинным двигателем называю т двигатель, состоящий из воздуш но го компрессора, камеры сгорания и газовой турбины. ( К л я ч к и н A. JI. Э кс плуатационные ' характеристики авиационных газотурбинных двигателей. М., «Транспорт», 1967). 2 Степенью повышения давления воздуха jtK в компрессоре Т Р Д назы вает с я отношение давления воздуха на входе в двигатель к давлению после комп рессора. э’8 со взлетной тягой ~ 24 500 к Г ) . П ри выходе из турбины газ еще о б ладает большим запасом энергии, д авление здесь выше атм о сферного, а тем пература мож ет составлять примерно 550— 1000°€. Тепловая энергия газа в выходном сопле п реобразуется в процессе расш и рен ия в кинетическую и вследствие большой скорости исте чения газов создается р еа к ти вн ая тяга. § 2. Д В У Х КО Н ТУ РН Ы Е (Т У Р Б О В Е Н Т И Л Я Т О РН Ы Е ) Д В И Г А Т Е Л И П ЕРВ О ГО П О К О Л ЕН И Я П оявивш ийся в начале 50-х годов двухконтурный ту р б о р еак тивный двигатель ( Д Т Р Д ) был первым шагом на пути применения турбореактивных двигателей этого типа в дозвуковой граж данской авиации. Это позволило увеличить тягу двигателя (за счет возрос шего расхода воздуха) и снизить расход топлива на 15— 20% по сравнению с расходом обычных Т Р Д . Д вухконтурны м н азы вается газотурбинный двигатель, в котором избыточная мощность турбины в отличие от Т В Д передается ком прессору или вентилятору, заключенному в кольцевой капот (рис. 35). П ространство внутри капота н азы вается вторым кон туром. Д вухконтурны е двигатели, у которых количество воздуха, про ходящего через дополнительный контур, относительно велико, а Рис. 35. Некоторые схемы двухконтурных и турбовентиляторных двигателей первого поколения: а — первый двухконтурный двигатель «Конуэй» фирмы «Ролс-Ройс»; б — схема Д Т Р Д со смешением воздуха внешнего контура с газам и внутреннего контура (Д-30, «Спей», IT 8D ); в — схема Т В лД с передним расположением вентиля тора (JT3D ); г — схема Т В лД с задним расположением вентилятора (Дженерал-Э лектрик C I-805-23): 1 — вентилятор; 2 — турбина 59i степень п одж атия невысока, н а зы ваю т обычно турбовентилятор ными двигателями Т В лД . Отличительный признак Д Т Р Д — наличие дополнитель Рис. 36. Упрощенная схема работы ного воздуш ного контура, по ко ДТРД торому часть засасы ваем ого воз духа после сж ати я в компрес со ре или вентиляторе подается в обход камер сгорания и турбины непосредственно на выход, увеличивая массу и сн и ж ая скорость реактивной струи. Рассмотрим упрощенную схему работы- двух контурного д ви гател я (рис. 36). Атмосферный воздух поступает в воздухозаборник А и прохо дит через ступени лопаток вентилятора В, п редставляю щ его собой компрессор низкого давления. Д а л е е воздух подается двум я пу тями. Ч асть воздуха идет вдоль наруж ного корпуса основного кон тура двигателя через второй контур С, д ругая часть проходит че рез компрессор высокого д авл ен ия D, кам еру сгорания Е, в кото рую впрыскивается топливо через трубопровод F и, наконец, р ас ширяясь, проходит через турбины высокого К и низкого Я д а в л е ния. З а т е м газ с высокой температурой выходит через реактивное «сопло, которое о кр у ж ает наруж н ое кольцевое сопло с холодным потоком воздуха. Т яга второго контура С образуется в результате совершения термодинамического цикла, важнейш им процессом- которого я в л я ется повышение д авл ен ия воздуха в компрессоре или вентиляторе. Р а б о т а этого цикла в конечном итоге используется д ля ускорения потока и, следовательно, создания тяги. Воздух, прогоняемый вентилятором или компрессором низкого д ав л ен и я , вытекает с меньшей скоростью, чем у обычного Т Р Д . Чем меньше скорость потока за двигателем, тем меньше потери энергии и больше к. п. д. двигателя. Из теории реактивных двигателей известно, что об щ ая э ф ф е к тивность (общий к. п. д.) силовой установки любого самолета оп редел яется ка к произведение двух основных коэффициентов полез ного действия: внутреннего (эф ф ек тив н ого)1 и тягового2 (полет ного) . Эффективный к. п. д. увеличивается с ростом степени повы ш е ния давлен ия воздуха в двигателе и повышением температуры г а зов. Увеличение эффективного к. п. д. приводит к значительному •снижению удельного р асхода топлива. П оскольку у Д Т Р Д через турбину проходит только часть воздуха, лопатки турбины могут 1Эффективный к. п. д. оценивает степень преобразования тепловой энергии топлива в кинетическую энергию вытекающей струи. 2 П реобразование кинетической энергии вытекающей струи в работу реак тивной тяги и эффективность этого преобразования оценивается тяговым к. п. Д<60 б ы т ь - короче, чем у Т Р Д с таким ж е общ им [расходом топлива, а это при одинаковы х зап ас ах прочности лопаток позволило увели чить тем п ературу газов перед турбиной (д вигатели первого поко лен и я) на 100— 160°, что д ал о определенное преимущ ество в отно шении экономичности перед Т Р Д . Это одна из причин того, что двухконтурны е и турбовентиляторны е д ви гатели имеют меньший удельны й расход топлива (в среднем на 15—2 0 % ). Д л я тягового полетного к. п. д. из теории реактивны х д ви гате л ей известна следую щ ая ф орм ула: 2 ''in — w ' l + ~v~ где W — скорость реактивной струи; V — скорость полета. П ри уменьш ении разницы м еж д у скоростью реактивной струи и скоростью полета, т. е. при уменьш ении неиспользованной части кинетической энергии, тяговы й к. п. д. увеличивается и достигает м аксим ального значения (г]п— 1 ) при скорости полета, равной ско рости вы текаю щ ей реактивной струи; при этом неиспользованная часть кинетической энергии становится равной нулю. Н агл ядн ы м примером яв л яется турбовинтовой д ви гатель (Т В Д ), у которого скорость отброса воздуха винтом близка к скорости полета. О д н а ко у Т В Д полетный к. п. д. п ад ает с ростом скорости полета из-за падения к. п. д. винта и достигает м алы х значений на больш их д о звуковы х скоростях. У Д Т Р Д и Т В л Д расш и ряется об ласть высокой эф ф ективности, которой о б лад аю т Т В Д на м алы х скоростях полета, до высоких д о звуковы х скоростей, на которы х полетный к. п. д. еще недостаточно высок. Д л я этих целей в двухконтурном и турбовентиляторном д ви га тел ях сущ ествует второй контур, из которого вы текаю т больш ие м ассы воздуха с м алы м и скоростям и, близким и к скоростям поле та, что обеспечивает высокий полетный к. п. д., а в целом меньшие удельны е расходы топлива. У дельный расход топлива современных Д Т Р Д и Т В л Д равен 0,52—0,65 к Г / к Г тяги- ч при Н ~ 0 и V — 0 и 0,75— 0,85 к Г / к Г тяги-ч при Н — 10—11 км и К = 8 5 0 — 900 км/ч. П ри конструировании Д Т Р Д важ ную роль играет выбор двух главны х переменных: переднего или задн его располож ени я венти л я то р а и отнош ения весового расхода холодного воздуха, прохо д ящ его через контур С, к весовому расходу горячего воздуха, про ходящ его через контур рис. 36). Это отнош ение н азы вается Gс' степенью двухконтурности тп = \ , величина ее составл яет д ля первого п околен ия'двухконтурчы х д'вигателей 0,5—3,5*. С тепень двухконтурности п ред ставляет собой очень важ ны й п арам етр д ви гателя и оп ределяет его экономичность, весовы е и т я говые характеристики. Чем выш е степень двухконтурности, тем * Следует пояснить, что у Т Р Д вертолетного — 200—700. т = 0; у самолетного Т В Д т — 50— 100, а у 61 меньш е удельны й расход топлива, однако это влечет за собой рост разм ер о в и веса д ви гателя. Н а транспортны х сам ол етах первого поколения (Боинг-707-420, Д у гл а с Д С - 8 ) и второго (В иккерс V C = 1 0 и др.) впервы е были установлены двухконтурны е д ви гатели «Конуэй» фирмы «РоллсРойс» с т. — 0,7— 0,8. Т яга д ви гател я «Конуэй-509» бы ла доведена до 10 200 кГ, а удельны й расход топлива на м аксим альном реж им е был сниж ен до 0,725 к Г / к Г тяги-ч ( Н = 0 и У = 0 ) . Н а крейсерском реж им е при высоте полета 1 1 к м и скорости 880 км/ч удельны й расход составлял 0,874 к Г / к Г тяги-ч. Е щ е больш ая экономичность бы ла достигнута на Д Т Р Д перво го поколения путем см еш ения потоков высокого (после турбины) и низкого (после вен тилятора) давлений (двигатель IT 8 D) или п ерво го -каскд д а-яея'п р ессора^"(д ви гател ь «Спей») в реактивном сопле. П ри этом достигается относительно м а л а я скорость истече ния и соответственно высокий к. п. д. С очетание высокого терм оди нам ического и тягового к. п. д. позволило создать двигатели с н и з ким удельны м расходом . В качестве прим ера в таб л . 7 приводятся некоторы е данны е дви гателей IT 8 D (т = 1 ,9 ) и «Спей» (т = 1 , 1 ). Д ви гатели IT 8 D установлены н а сам олетах Боинг-727 (тр и ), 737 и Д С -9 (по д ва д в и гате л я ), а двигатели «Спей» на сам олетах БАК-111-200 и 500 (д ва) и «Трайдент» (три ). Н а сам олете Ту-124 были впервы е установлены отечественные двухконтурны е д ви гате ли с т = 1 . З а м е н а обычных турбореактивны х двигателей двухксхнтурными п озволи ла увеличить ком мерческую н агрузку, уменьш ить удельный расход топлива и уровень ш ума. П о ж а р н а я безопасность таких с а молетов возросла. У Т В л Д с задним располож ением вентилятора (см. рис. 35, г) газы , пройдя основную турбину, встречаю т ещ е одну так н азы вае мую вентиляторную турбину, механически не связанную с основной. Концы лопаток вентиляторной турбины работаю т, к ак обычный Таблица Тип двигателя Тяга, кГ Удельный р а с ход топлива. кГ к Г • тяги • ч Н, м V, к м ч Взлетныа JT8D -1 «Спей» 6350 5440 0,585 0,611 0 0 0 0 Максимальный (набор высо ты) JT8D-1 «Спей» 5715 4960 0 ,5 7 0 ,6 0 0 0 0 Крейсерский JT 8 D -I «Спей» 2140 1680 0,838 0 ,7 7 7500 760Э 730 870 Режим 62 7 вентилятор и отбрасы ваю т н а за д в кольцевой зазо р м еж ду соплом и дополнительны м корпусом мощ ный поток воздуха, идущ ий п а рал л ел ьн о основной газовой струе. Д ви гател ь IT3D (ф ирм а «П ратт-У итни») с т = 1,5 имеет перед нее располож ени е вентилятора (см. рис. 35, в ) . Вместо первых трех ступеней к а ск а д а низкого давлен ия ком прессора установлены д ве вентиляторны е ступени с длинными лопаткам и. Д ополн итель ная мощ ность д л я привода вен тилятора получена путем увеличения третьей ступени турбины и д обавлени я четвертой ступени. Воздух из второго контура — вентилятора, располож енного в передней части д ви гателя, вы пускается д л я см еш ения с вы текаю щ ей струей газов не вдоль д ви гателя, а через короткий выходной к а н а л , смон тированны й в передней части мотогондолы. П о срав-нению со своим прототипом тяга д ви гател я на реж им е взл ета увеличилась на 3 0 —40% и составила от 7700 до 8160 кГ. У дельный расход топлива сократи лся на 13% , а уровень ш ума на 10 дб. Н а сам олете Боинг720В были установлены дви гатели IT3D-1, а на сам олетах ДС-8-50 и Д С - 8 Р — IT3D-3. § 3. Д В У Х К О Н ТУ РН Ы Е (Т У Р Б О В Е Н Т И Л Я Т О Р Н Ы Е ) Д В И ГА ТЕЛ И ВТОРОГО П О К О Л ЕН И Я (Конец 60-х годов о зн ам ен овался появлением новых Д Т Р Д , х а рактери зую щ и хся в основном передним располож ением вен ти лятора больш ого д и ам етр а (от 2,13 до 2,57 м ) с коротким ^тун неле м— тл со ки м -значением тяги (18 000— 22 000 кГ, рис. 37). С оздание таких двигателей д иктовалось потребностями сам о летостроения в связи с переходом на конструирование аэробусов, вм ещ аю щ их 250—400 п ассаж и ров. Т ак к ак одним повыш ением степени двухконтурности достичь ещ е больш его пониж ения удельного расхода топлива оказал ось невозмож ны м, р аб о та велась в двух направлен иях: п овы ш алась степень двухконтурности и одноврем енно увели чи валась степень повыш ения д авлен и я в ком прессоре и тем п ература газа перед тур биной. В таб л . 8 приведены конструктивны е и рабочие п арам етры Д Т Р Д второго поколения. Р ассм отри м некоторы е характерн ы е отличия Д Т Р Д второго по коления и их конструктивны е особенности. Н есм отря на некоторы е разли чи я в конструкции, новые Д Т Р Д в принципе схож и. Они имеют, высокую степень двухконтурности (обычно от 5 до 8 ) при высокой общ ей степени подж ати я ком прес сора (24— 27) и более ком пактную конструкцию . В ентиляторы , р а с полож енны е впереди д л я создан и я второго контура, не имею г входны х н ап равляю щ и х ап п аратов и всегда одноступенчаты, что позволяет уменьш ить д л и н у ,: вес и снизить входные шумы. ': 63 Рис. 37. Схемы двухконтурных двигателей второго поколения: а — двигатель C F = 6 /3 4 фирмы «Дж енерал-Электрик» с передним располож е нием вентилятора большого диам етра и коротким туннелем; / — большой вентилятор; 2 — малый вентилятор ; б — двигатель 1T9D с коротким каналом второго контура (показана схема ре версирования тяги двигателя на самолете Боинг-747): / — режим прямой тяги; I I — режим обратной тяги; / — решетка реверса; 2 — перекрывные заслонки; 3 — входная заслонка дополнительного воз д у х а ; 4 — глуш итель шума; в — трехвальный двигатель RB.207-3 (Роллс-Ройс) 64 Т. а б л и и а 8 Параметр Взлетная тяга, к Г ( t с а ) К рейсерская тя га, к Г При ч^сле М / высоте, к м Степень двухконтурности Диаметр вентиляторного туннеля, м Число главных валов Общ ая степень сжатия Температура газа перед турбиной, °С Массовый (весовой) расход воздуха, к Г 1сек Удельная тяга, к Г ■с£Н\кГ Вес двигателя, к Г Удельный вес двигателя, к Г / к Г тяги Удельный расход топлива на крейсерском режиме, к Г / к Г т яги-ч C F-6/34. (Дженерал Электрик) JT9H-3 ( П-Уитни) 15400 3680 0 ,8 5 /1 0 ,6 6:1 2,1 3 19700 4315 0 ,9 /1 0 ,6 5:1 2 ,4 3 2 24 ,5 :1 1147 727 2 25:1 1208 590 R B . С07 (Р .-Р ой с) 24500 4650 0 ,9 /1 0 ,6 5:1 2,51 3 27:1 1027 817 2 6 ,2 3170 0 ,2 0 5 27,2 3840 0 ,1 9 4 30 3900 0,181 0 ,6 3 0,64 0,637 Д ви гатели вы полняю тся к ак по двухвальной, так и по трехвальной схеме (рис. .37, в)* . Т ак, в трехвальной конструкции вен тиля тор, ком прессоры низкого и высокого д авл ен и я приводятся во в р а щ ение каж д ы й от своей турбины. К ак видно из рисунка, дви гатель Р олл с-Р о й с RB.207 имеет трехвальн ую схему и сп ециальная тур бина п р едназначена только д л я привода вентилятора. К ак правило, д ви гатели оборудованы кольцевы ми кам ерам и сгорани я, которы е обеспечиваю т хорош ее сгорание топлива и поз воляю т уменьш ить длину конструкции и вес. В следствие высокой тем пературы газа перед турбиной (1030— 1260°С) лопатки ротора турбин и соплового ап п арата турбины высокого д авл ен и я имеют воздуш ное охлаж дение. Д л я всех двухконтурны х турбореактивны х двигателей второго поколения типично то, что они, несм отря на высокую степень по выш ения д авл ен и я, обходятся сравнительно небольш им количест вом ступеней ком прессора: Н апри м ер, JT9D с 15 ступенями ком прессора имеет степень сж ати я 24,5, в то врем я как JT3D первого поколения имеет 16 ступеней и степень сж ати я 14. В итоге вы сокая степень двухконтурности в сочетании с высокой степенью подж атия позволили получить низкие удельны е расходы топлива на крейсер ском реж им е полета (с р = 0,63— 0,64 к Г / к Г тяги-ч). Где прим еняю тся Д Т Р Д второго поколения? Д ви гател ь C F-6/34 п ред н азн ачается д ля ам ериканского сам ол е та Д С -10 (воздуш ны й автоб ус). Д ви гател ь JT9D -3 устанавли ваю т на Боинге-747 (воздуш ны й автобус с четы рьмя д ви гател ям и ). * Появление двухвальных, а затем и трехвальных Д Т Р Д было вызвано стремлением улучш ить напорность ступеней компрессора высокого давления пер вого контура и устранить эксплуатационные недостатки одновальных Д Т Р Д . При этом улучшились условия работы компрессора на пониженных режимах, за пуск и разгон двигателя. 3—4779 €5 Английский д ви гатель Р о л л с-Р о й с RB.207 п ред н азн ачается д л я ев ропейского воздуш ного автобуса А-300 (сам олет с д вум я д ви гате лям и под кры лом ). З а к а н ч и в а я рассм отрение дви гателей второго поколения, необ ходимо остановиться на перспективах их разви ти я. К концу 70-х годов ож и дается получить тем пературу газо в перед турбиной до 1600°С и степень повы ш ения д авл ен и я до 40, а крейсерский у д ел ь ный р асх о д топ лива снизится приблизительно до 0,5 к Г / к Г тяги-ч при сохранении необходимого соотнош ения взлетной тяги и крейсерской. Зн ачен ие взлетной тяги долж но достигнуть 40 000— 45 000 кГ. У ж е при ср= 0 ,6 4 к Г топл/кГ тяги-ч (R B .207), скорости полета 900 к м/ ч и потребной тяге прим ерно 12 000 к Г (полетный вес сам о л ета 150 Т) расход топ лива, отнесенный к одной лош адиной силе, составл яет около 0,180 кГ/ л. с. ч., что практически соответствует расходу топ лива на лучш их о б р азц ах Т В Д , являю щ ихся наиболее экономичными. Это больш ое достиж ение ави адви гателестроени я, когда расходы Т В Д и Т Р Д (отнесенны е к 1 л. с.) практически совп адаю т. П олучение удельного расхода 0,5 к Г / к Г тяги-ч при удельном весе д ви гател я 0,08— 0,1 к Г / к Г тяги вы ведет Т Р Д на первое место среди газотурбинны х двигателей. § 4. О СН О В Н Ы Е П АРА М ЕТРЫ Т У РБО РЕ А К Т И В Н Ы Х Д В И Г А Т Е Л Е Й Д л я рассм отрения реж им ов полета турбореактивного п асс а ж ирского сам олета необходим о зн ать следую щ ие основные п а р а м е т ры дви гателя: тягу, удельную тягу, удельны й расход топлива и удельны й вес дви гателя. Т я г а турбореактивн ого д ви гател я р ав н а произведению секунд ного р асх о д а воздуха на разн ость м еж д у скоростью истечения г а з а и скоростью полета сам олета Р = - V) кГ, где GCeK — секундный р асход воздуха, д ви гатель, кГ/сек; g — ускорение силы рость истечения газов из реактивного скорость полета сам олета, м/сек. С огласно второму закон у Н ью тона, сила массе газа т, проходящ его через д ви гатель за / проходящ ий через тяж ести; W •— ско сопла, м/сек; V — Р, прилож енн ая к врем я t, р ав н а проW — V \ изведению м ассы г а за на его ускорение ( а = ----- ^----- 1 : Р = та, или Р = т где ~t— ( w — V7], секундная м асса г а за т сек, п роходящ ая через д ви га тель; ее м ож но вы разить через секундный вес воздуха ,66 П оэтому P = ° ^ - ( w - v ) . Т Р Д , сконструированны е з а последние 20—25 лет, имеют С сек= :2 0 —800 кГ/сек, что соответствует тяге от 800— 1 000 к Г до 18 000— 24 000 кГ. С корость истечения газов W из реактивного сопла при работе на месте составляет 550—600 м/сек и более. В полете она достигает ещ е больш их величин. Д вухконтурны е д ви гатели имеют скорость истечения 520—550 м/сек, а турбовенти ля торные 350— 370 м/сек. У д е л ь пиа л , т я г . а .— тяга, получаем ая при прохож дении че рез д ви гател ь 1 кг воздуха в секунду, W — V g Р ул к Г -сек кГ У дельная тяга х ар актери зует экономичность д ви гателя. В ели чина удельной тяги составляет у современны х Д Т Р Д от 40 до 70 к Г ■с е к / к Г . У дельн ая тяга сильно зави си т от к. п. д. ком прессо ра и к. п. д. турбины и от степени подогрева воздуха. О на опреде л яет относительны е р азм еры и вес дви гател я: чем больш е у д ел ь ная тяга, тем меньш е при данной тяге разм еры и вес дви гателя. У д е л ь н ы й р а с х о д т о п л и в а — отнош ение часового р а с хода топ лива к тяге двигателя: Ср С/, Р к Г топл к Г т яги-ч где Сп — часовой расход топ лива — количество топлива, кото рое расходуется д ви гателям и за 1 ч полета. У дельньщ .рае-ход « о к азы в ает, сколько ки лограм м ов топлива зат£ггчйвается д л я создан и я 1 к Г тяги в течение 1 ч и тож е х ар а к те ризует собой экономичность д ви гателя. Ч ем меньш е ср, тем эконо мичнее д ви гатель и больш е д альн ость и продолж ительность полета сам олета. Удельный в е с д ви гател я п ред ставляет собой отнош ение веса д ви гател я к его тяге: £трд = ° р РД- к Г \ к Г тяги. Д л я авиаконструкторов реш аю щ им ф актором было и остается соотнош ение м е:кду весом и мощ ностью (тягой д ви гател я) при абсолю тной его надеж н ости . \ В еличина удельного веса д л я Д Т Р Д второго поколения состав- i л яет от 0,17 до 0,21 к Г/ кГ-тя ги (см. таб л . 8 ). Так, наприм ер, д л я ' Д вигателя J-58 первого поколения величина удельного веса состав л яет 0,25 к Г / к Г тяги. Это значит, что при тяге 13 600 к Г вес дви- [ гателя составл яет 3400 кГ. К ак видно из приведенных цифр, д ву х контурные турбореактивн ы е д ви гатели не обрем еняю т самолеты своим весом. Если д л я сам ол ета с порш невыми дви гателям и вес силовых установок иногда составляет 22— 26% от взлетного веса, ■Го д л я турбореактивны х сам олетов эта величина составл яет / Ю - 1 2 %. 67 § 5. Д Р О С С Е Л Ь Н Ы Е Х АРА КТЕРИСТИКИ Р еж и м работы турбореактивного д ви гателя на стенде или при задан н ом реж им е полета определ 5шхся. идо числом -оборотов рото ра (турбины ) или полож ением регулируем ы ^ устройств его элеменТ© в-(например, по у казател ю полож ения ры чага подачи топлива — У П Р Т ). Ч ащ е п олож ение регулируем ы х устройств зад ае тся в за в и симости от числа оборотов. В таком случае дроссельны е х а р а к т е ристики турбореактивного д ви гател я рассм атри ваю тся к а к зав и симости тяги, удельной тяги и удельного расхода топлива от чис л а оборотов. К аж ды й д ви гател ь по условиям эксп луатац и и и вы работки р е сурса имеет несколько основных реж им ов работы , которы е отли ча ю тся друг от д р у га числам и оборотов, тем пературны м реж им ом и т. д. Обычно р азл и чаю т следую щ ие реж им ы работы : взлетный, номинальны й, крейсерский и реж им м алого газа. П р акти ка эксп луатац и и сам олетов и двигателей потребовала ещ е одного реж им а, который, наприм ер, для сам ол ета Ту-104, по лучил н а з в ан ие чрезвычайный. К а к видно из сам ого н азван ия, этот реж им используется в особых случаях, а именно, при отказе одного д ви гателя на взлете. П ри этом за счет ф орсирования д ви гателя по тем пературе подачей дополнительного топ лива й"увеличешгя оборотов тяга в озрастает на 8 — 1 0 % по сравнению со в зл ет ной. О днако чрезвы чайны й реж им вы зы вает перенапряж енность дви гателя, вследствие чего сокращ ается его ресурс. Взлетный режим соответствует предельно допустимому числу оборотов и м аксим альной тяге. Д етал и д ви гател я на этом реж им е подверж ены наибольш им м еханическим и тепловым н а п ряж ени ям , поэтому продолж ительность непреры вного п о л ьзо в а ния им ограничена и не превы ш ает обычно 5— 15 мш-г. В зл ет ный реж им прим еняется д л я сокращ ени я р азб ега, увеличения скорости горизонтального полета, сокращ ения времени р а з гона сам о л ета и ускорения пробивания облачности при наборе высоты. Н о м и н а л ь н ы й р е ж и м соответствует несколько меньшим (на 3— 8 % ) оборотам по сравнению со взлетны м реж им ом , тяга равн а примерно 90% „дшшхной. В рем я работы на номинальном р е ж и м е значительно- больш е: им пользую тся при н аборе высоты и полете вблизи «потолка». Детали двигателя испы ты ваю т при этом значительно меньш ие нагрузки. Крейсерский режим отли чается от двух преды дущ их числом оборотов, меньш им на 10— 15%, и тягой, меньш ей м акси мальной на 25— 30% . Р е ж и м м а л о г о г а з а соответствует наименьш ему числу обо ротов, при котором д ви гател ь д олж ен раб о тать устойчиво. Т яга на этом р еж им е м ал а и поэтому он используется на пробеге, при сни ж ении с больш ой высоты и т. д. В еличина тяги составляет 300 —600 к Г д л я м алы х высот полета и 150— 300 к Г на высотах ,8 0 0 0 — 11 0 0 0 м. 68 Х арактер изменения т я г и д в и - Ф кГтопл гателя по оборотам п о к азан н а * «гя и -i рис. 38, из которого видно, что с 1 увеличением числа оборотов т я га возрастает. П ри малы х оборо тах ,-м’а ло количество воздуха, проводящ его через д ви гатель, следовательно, м ал и р асх о д то п лива. К оличество образую щ ихся газов со став л яет небольш ую ве личину и д ел ает незначительной скорость истечения, поэтому р а з виваем ая д ви гател ям и тяга на этих оборотах небольш ая, обыч- 1 п jfcm_ А кГ но 300— 600 кГ. У величение обо- р:*г.. ротов приводит к сильному уве т личению расхода воздуха, увел и чивается п одача топлива, воз растает тем п ер ату р а газо в перед турбиной и в итоге т я га в о зр ас тает. Н аи б о л ьш ая тя га м ож ет '«■я®быть получена на предельно до- •> пустимых оборотах, т. е. на бзлетном или чрезвы чайном р е жиме. Н а рис. 38 видно, что макси- ;.7Ж_ мальное значение тяти д ости гается на взлетн ом числе оборо тов. Г раф и к р ассм атри вается при скорости, соответствую щ ей чис ЫЗНЦБН ЮН ИМЯ Щнстн) л у М = 0 ,1 5 . С увеличением ско ' J I ,_J L рости при тех ж е оборотах зн а т IIJS3 п^/тн чение тяги д л я всех реж им ов уменьш ается. К роме того, как видно ИЗ рисунка, С изменением Рис- 38- Зависимость удельного РДсхо... да топлива (а), удельной тяги (б) и высоты полета значение тяги тяги двигателя (в) от числа оборотов так ж е ум еньш ается. для разных высот полета Н еобходимо отметить, что ус тановленны й на сам олете д в и га тель всегда р азв и в а ет тягу на 5— 8 % меньше, чем на испытательном стенде. Это связан о с тем, что потери скоростного н апора на входе в воздухозаборн и к и потери в реактивном сопле при истечении струи газов приводят к уменьш ению разви ваем ой дви гателем тяги, -ч Р ассм отри м изменение удельного р асход а топлива от числа •’ оборотов (см. рис. 3 8). И зм енение с р зави си т от степени п одж атия воздуха в кам ер е сгорания. Ч ем больш е воздух . сж ат, тем полнее ^ п о л ь з у е т с я тепло в процессе сгорани я топ лива н тем меньцм с т а новится ...уд^ Ш В1Я~"расхад ‘топ лива, П о д ж ати е воздуха зависит в о е т Ш о м от оборотов ком прессора (д ви гател я) и от скорости по 69 лета. П оэтом у при увеличении оборотов удельны й расход топлива ум еньш ается. Обычно на оборотах, меньш их чем на ном инальном и взлетном р еж и м ах, удельны й расход близок к м иним альному. П отери скоростного напора в воздухозаборн и ке и на выходе из д ви гател я приводят к увеличению удельного расхода на 3—5 % . Э ксп л у атац и я д ви гател я на вы сотах 8 0 0 0 — 1 2 0 0 0 м на крейсер ских оборотах обеспечивает наибольш ую экономичность. § 6. С К О РО С Т Н Ы Е Х А РА КТЕРИ С ТИ К И С коростны ми х ар актери сти кам и турбореактивного д ви гател я н азы ваю тся зависим ости тяги, удельной тяги и удельного расхода топлива от скорости полета на данной высоте при принятом зак он е регулирования. Р ассм отри м скоростные характери сти ки при постоянных оборо тах, тем пературе газов перед турбиной и высоте полета (рис. 39 и 4 0 ). Обычно х арактери сти ки рассм атриваю тся д л я ном инального числа оборотов.,-—'— ------------ ——. И з ф орм улы ' Р = g^ eK ^ ~ V ) ' . видно, что реакти вн ая тяга будет тем больш е, ч ем -больш е-воздуха проходит через дви гатель в 1 сек и больш е разн ость м еж ду скоростью истечения газов и ско ростью полета. П ри увеличении скорости полета от нуля до 700— 800 км/ч т я га несколько ум еньш ается, так к ак GCeк в о зр а стает медленнее, чем ум еньш ается разн ость W — V. П ри д ал ьн ей шем увеличении скорости, н а оборот, рост расхода воздуха начин ает п р ео б лад ать н ад уменьш ением разности скоро стей W и V. Этим объясняется х а р а к тер изменения тяги по скоро сти. П ри увеличении скорости полета от нуля д о 700— 800 км!ч уменьш ение тяги не превы ш ает 10— 15%. У дельн ая тя га Р уд= W V~ с увеличением скорости п а д а ет, так к а к разн ость скоро стей ( W — V) ум еньш ается (рис. 40, б ). Рис. 39 Зависимость тяги двигателя на номинальном режиме от скорости полета для разных высот в условиях СА (пунктирными линиями показано изменение тяги д л я # = 1 0 000 и 11 000 м при <с а + 1 0 ° С и *c a + 2 0 ° C ) 70 У дельный расход топ лива с ростом скорости полета увели чивается (рис. 40, а). П ри и з менении скорости п олета от нуля до 750—850 к м/ ч у д ел ь ный расход возр астает на 15— 30% . Д л я Т В л Д JT 3D „I - а1 6) Р у д ,1 ф [ _ сек кГ топл Р’ кГ тяги -V /н=о / / \ / / / / \ у \ я у ? ш Н=11кн Рис. 40. Зависимость удельного расхо д а топлива (а) и удельной тяги (б) от скорости полета на номинальном реж име в условиях СА (разные вы соты) ZOO ум/сек при V = 0 ср = 0,61, а при скорости 880 к м/ ч и # = 1 1 к м — 0,781 к Г / к Г тяги-ч. В области сверхзвуковы х скоростей тя га Т Р Д вн ач але резко возрастает, д ости гая при определенной скорости наибольш его значения, а затем резко ум еньш ается (рис. 4 1 ). И нтенсивны й рост тяги на около- и сверхзвуковы х скоростях объясняется повы ш ением скоростного напора и д авл ен и я н а входе в двигатель, а следовательно, — увеличением расхода воздуха. П оследую щ ее падение тяги объясняется тем, что скорость п о л ета ТЩИСЛижается к скорости истечения, когда они станут равн ы , двигатель не будет р азв и в а ть тяги. П оэтом у в области сверхзвуковы х агоростей тяга Т Р Д вн ачале резко в озрастает, достигая при опре деленной скорости наибольш его значения, а затем резко ум ены иается. Т ак, наприм ер, д ви гател ь J-79, установленны й н а ам ери кан ском истребителе F-104, на зем ле р азв и в а ет тягу 5700 кГ, которая при форсировании дож и ган ием увеличивается до 7200 кГ. В полете на высоте Р,кГ п адение тяги ком пенсиру 7ООО ется з а счет скоростного н ап ора. П ри раб оте с д о ж и ган и ем на высоте 1 1 0 0 0 м то при скорости 2 0 0 0 км/ч (М ~ 2 ) он р азв и в а ет т а Рис. 41. П римерная зависимость тяги дви кую ж е тягу, к а к и на зем гателя сверхзвукового самолета от числа М ле, т. е. 7200 к Г. полета ( Н = 11 000 м) 71 ! ( ■ I х/ § 7. ВЫ СО ТН Ы Е Х А РА КТЕРИ СТИ КИ Зависим ости тяги, удельной тяги и удельного р асх о д а топлива от высоты полета при-постоянном числе оборотов д ви гател я и по стоянной скорости полета н а зы в аю т 1 вЬтсотеыМ й"характе^дсписами. Турбореакт'ггкнъте—двтгг'Ятёли относятся к р азр я д у невысотных двигателей. Т яга Т Р Д сил£до_уменьщ.а£хся с ростом высоты полета, т а к к ак она^щ зщ тгтгртяш рциональна весовому р а с х о д у Н зт д у х а , которьТиТГ высотой ум еньш ается и з-за п аден ия плотности-' воздуха. П адени е тяги с высотой тгроисхЪТГиТ'несмотря на то, что удельная тяга, т. е. тяга, которую создает каж д ы й ки лограм м проходящ его через дви гатель воздуха, возрастает примерно в 1,5 р а за по ср а в нению с земной. Д о высоты 11 ООО м весовой расход воздуха за счет п о д ж атая в ком прессоре п ад ает медленнее, чем плотность воздуха, а выше 11 ООО м, где тем п ер атура по СА сохраняется постоянной, он падает быстрее. Е с л и принять Р 0 за 100% , то на высоте 10 000 м тяга составляет 30— 50% земной, а на высоте 20 000 м только 10% . Это говорит о невысотности турбореактивн ы х двигателей. О днако усоверш енствованны е Д ТРД , разви ваю щ и е земную тягу 10 000— 13 0 0 0 /сГ, а двигатели второго поколения — 18000— 24 000 к Г на вы сотах 6 000— 12 000 м, обеспечиваю т высокие ско рости полета. Н апри м ер, д л я сам олета Ту-134 на высоте 10 000 м при полетном .„весе 4Q-Q00 /с/’ потребная тяга д л я полета со скоро стью 850 к м/ ч со став л яет прим ерно 3300 кГ, а р азв и ва ем а я одним даТП’атейем ^ 'н о м и н а л ь н о м реж им е тяга (на высоте 1 0 0 0 0 м с учетом потерь) составляет 1850 кГ. П оэтом у эксп л уатац и я сам о л ета м ож ет производиться д а ж е на крейсерских оборотах д ви га тел я. С ледует отметить, что выш е границы высотности. мощ ность порш невого д ви гателя п ад ает быстрее, чем тяхаиреактивного. У дельный р асход топлива сР до 11 000 м ум еньш ается, а затем остается постоянным (рис. 4 2 ). О сновная причина уменьш ения ср (и повы ш ения удельной тяХИ.) .состоит в том, что с по ниж ением тем пературы ок руж аю щ его воздуха сте пень сж ати я и подогрева ком прессора увел и чи ва ются. Ч асовой расход топлива, равны й произведению ср Р, с увеличением высоты по лета ум еньш ается прим ер но с такой ж е интенсивно стью, к а к р ас х о д воздуха и тяга. Рис. 42. Зависимость удельного расхода В еличина часового расх о топлива от высоты полета для скоро д а топ лива на высотах стей 720 и 850 км/ч Ю ООО— 11 000 м составляет меньш е половины р асход а у земли п.ри тех ж е об оротах д ви гателя. Н апри м ер, для сам ол ета Т у - 134 на высоте 10 000 «и (У = 8 5 0 к м/ч) ср = 0,83 к Г топл/кГ тяги-ч и часовой расход топ лива при потребной тяге 3300 к Г составл яет 2740 кГ/ч. П ри скорости 750 км ч (тот ж е полетный вес 40 000 кГ) часовой расход ум еньш ается до 2250— 2300 кГ/ч. Если вы д ер ж и вать такие ж е обороты д ви гател я в полете у зем ли (практически это приведет к превыш ению допустимой по прочности конструкции скорости п о л е та), то за счет в о зр аста ния с р и потребной тяги часовой расход м ож ет возрасти более чем в 2 р аза. Т аким образом , эксп л уатац и я этих дви гателей н аи более эф ф ек тивна на больш их вы сотах. § 8. В Л И Я Н И Е ТЕМ П ЕРА ТУ РЫ Н А РУ Ж Н О ГО ВОЗДУХА НА ТЯГУ Т Р Д Т ем пература и д авл ен и е наруж ного воздуха сильно влияю т на тягу и удельны й расход топлива. П ри испытании д ви га теля на стенде зам ер ен ную тягу приводят к стандартны м условиям , т. е. определяю т т а к н азы ваемую приведенную т я гу (при р = 7 6 0 мм рт. ст. и £ = 1 5 ° С ). В зави си м о сти от системы регули ро вания влияние изменения тем пературы на тягу про явл яется по-разному. Т ак. наприм ер, д л я Т Р Д с р а бочими оборотам и 4000— 5000 о б/мин повы ш ение тем пературы на 1 % ум еньш ает тягу примерно на 2% . Д л я д вухконтур ных и турб овенти ля торных дви гателей , имею щих 6700— 11 000 об/мин. изменение тем пературы на 1 % и зм ен яет тягу все го на 1— 1,5%. Н априм ер, значение тяги Т Р Д сос Рис. 43. Влияние температуры наружного воздуха на тягу Т Р Д : тав л я е т Я = 7 0 0 0 к Г при 1 — максимальный взлетный реж им; 2 — * = 1 5 0С и /7 = 7 6 0 ммрт. ст. Произошло увеличе взлетный режим Т Р Д с тягой Р 0= 9500 кГ; 3 — взлетный режим двигателя Д-30 (без ние температуры до 25°С. учета потерь); 4 — взлетный режим двига Определим изменение теля «Спей» 73 две реш етки) под углом 45° к горизонту. Ч тобы отвести струю от ф ю зел яж а (так ж е и ш асси ), реверсивное устройство (верхние и ниж ние реш етки) повернуто на 2 0 ° к вертикали. П ри достаточно больш ой скорости д ви ж ени я сам ол ета струя отклоняется н а за д и не п опадает в воздухозаборники, а при очень м алой скорости или при остановке сам олета она уходит д ал еко вперед. Д лительность работы реверсивного устройства при п осадке со ставл яет 15—30 сек (зави си т от типа с а м о л е т а )1, а врем я н абора обратной тяги, т. е. врем я от перевода д ви гател я с р еж и м а прямой тяги на обратную с. помощ ью ры чэта уп равлен ия д ви гателем или ры чага управлен ия реверсом 3— 7 сек. Эф ф ективность реверсирования тяги Т Р Д оценивается коэф ф и циентом реверсирования, который равен отношению обратной т я ги к прямой. Т р еб у ем ая величина коэф ф ициента реверсирования тяги вы бирается исходя из необходимого сокращ ения длины пробе га сам олета при посадке. У ж е при значениях 0,5— 0,6 достигается значительное уменьш ение длины пробега. В настоящ ее врем я сущ ествует много схем и конструкций р е версивны х устройств. Основное их разли чи е закл ю ч ается в р асп о лож ении реверсивного устройства относительно выходного сечения реактивного сопла. Н а рис. 44, а представлен а схема реверсивного устройства, у которого створки располож ены до выходного сечения реактивного сопла (схем а I) , на рис. 44, б — за ним (схем а II ) . У казанны е схемы, к а к правило, имеют дросселирую щ ие элементы , назначением которы х явл яется перекры тие газового тр ак та, ч а стичный поворот потока, и отклоняю щ ие элементы , окончательно разворачи ваю щ и е поток в обратном н ап равлении на заданны й Рис. 44. Схемы реверсивных устройств: а — расположенных до выходного сечения реактивного сопла; б — с поворотны ми створками, расположенными за выходным сечением реактивного сопла; I — отклоняющ ая реш етка; 2 — створки; 3 — поворотные створки; 4 — отклоняющий щиток 1 Причины, требующие быстрого выключения реверсивного устройства, см. в гл. X II, § 4. 76 f) Рис. 45. Конструктивные схемы выполнения реверсивных устройств: а — двухконтурный двигатель «Спей» (прям ая и обратная т я г а ) ; б — двухкон турный двигатель JT8D угол при выходе. С хем а I имеет створки в виде полуцилиндрических поверхностей д л я перекры тия газового тр а к та и две отклоняю щ ие реш етки. П ри вклю чении реверсивного устройства створки п ере кры ваю т реактивную трубу и н ап равл яю т поток на отклоняю щ ие реш етки. П ри его выклю чении створки перекры ваю т реш етки и, расп о л агаясь заподлицо со стенкам и реактивной трубы , не о к азы ваю т сопротивления прям ом у выходу потока. Конструктивно схе ма I р еал и зо в ан а на д ви гател ях Д -30, «Спей» и других (рис. 45, а). Н а д ви гателе Д -30 створки п риводятся в действие пневматически четы рьмя цилиндрам и. П о схеме II (см. рис. 44, б) поток отклоняется поворотными створкам и и отклоняю щ ими щ иткам и. Г аб ар и тн ая дли н а д ви гате л я с реверсивны м устройством этой схемы на реж им е реверси рова ния увеличивается. С творки составляю т откиды ваю щ ую ся часть 77 мотогондолы и имеют дополнительны е отклоняю щ ие поворотные щитки. В убранном полож ении створки вписы ваю тся в габариты мотогондолы . С хем а р еал и зо в ан а на д ви гател ях J T 8 D (сам олеты Д С -9, Боинг-727 и д р .). У ц ен трального д ви гателя, установленного в задн ей части ф ю зел я ж а сам олета Боинг-727, отклонение газов происходит в горизонтальной плоскости, у двух двигателей, расп о лож енны х на пилонах по бортам сам олета, вверх и вниз. На рис. 45, б п р ед ставл ен а конструктивная схема реверсивного устрой ства двигателей J T 8 D сам ол ета Д С -9. У Т В л Д второго поколения, в частности JT9D (см рис. 37, б), реверс тяги осущ ествляется не только в «горячем» тракте, но и после вентиляторной («холодной») ступени, д л я чего реш етка р е верса и перекры вны е заслонки установлены во входном к ан ал е воздухозаборн и ка. П ричем д л я повы ш ения коэф ф ициента реверсирован и я дополни тельно подается воздух к вентилятору откры тием специальны х входных заслонок. Р ассм отрен н ы е реверсивны е устройства двигателей имеют трех позиционное полож ение элем ентов, регулирую щ их величины прямой и обратной тяг: первое полож ение — реж им полной прям ой тяги, второе — реж им полного погаш ения прям ой тяги или оставления небольш ой ее величины, соответствую щ ей тяге малого газа; тр е тье — реж им м аксим альной отрицательной т я ги 1. Вот к ак происходит вклю чение реверса тяги на посадке или на прерванном взлете у сам о л ета Ту-134А с дви гателем Д -30 II серии. Р ы чаги управления д ви гателям и (Р У Д ) необходимо установить на площ адку малого газа и далее, воздействуя на рукоятку управлен ия реверсом Р У Р потянуть ее незначительно н а за д и вверх. П ервое дви ж ени е Р У Р вы зовет п ерекладку створок реверсивного устройства (врем я м е нее 1 се к) вследствие подачи воздуха из-за второго к а ск а д а ком п рессора к силовым пневм оцилиндрам . В н ач ал е откры вается зам ок створок и при этом заго р ается ж е л т а я си гн альн ая л ам п а, затем створки реверсивного устройства перем ещ аю тся в полож ение, при котором создается об р атн ая тяга. Это полож ение сигнализируется загор ан и ем зеленой лам пы . Д ал ьн ей ш ее д ви ж ен и е Р У Р (вверх) воздействует на дроссельны й кран топливного насоса-регулятора д ви гател я, вы зы вая подачу топлива. И зм ен яя расход топлива Р У Р (дроссельны м к р а н о м ), мож но менять величину обратной тяги д ви гателя от миним альной до максим альной. Д л я перевода д ви гател я с реж и м а обратной тяги на реж им п р я мой тяги Р У Р отклоняется вперед вниз (по п олету), створки ревер сивного устройства п ереклады ваю тся в полож ение, соответствую щ ее прямой тяге, гаснет л ам п а зеленого цвета. К огда зам ок ство рок закроется, гаснет л ам п а ж елтого цвета. 1 С « я т о г о р о в А. А., П о п о в К. Н., Х в о с т о в Н. И Устройства д л я отклонения реактивной струи турбореактивных двигателей. М., «М ашиност роение», 1968, 240 с. 78 В реверсивны х устройствах, располож енны х до выходного сече ния реактивного сопла, в м естах соприкосновения дросселирую щ их элементов (наприм ер, створок) с реактивной трубой неизбеж ны утечки г а за через зазоры м еж ду ними, приводящ ие к потере п р я мой тяги д ви гателя. Зн ачительн ы е потери прямой тяги д ви гател я могут быть та к ж е вследствие нахож ден и я в газовом трак те д в и га теля элем ентов конструкции реверсивного устройства. Эти потери при выклю ченном реверсивном устройстве не долж ны составлять более 1 %. Гл ава V СХЕМЫ РАС ПО Л ОЖ Е НИ Я Д В И Г А Т Е Л Е Й НА П АССА ЖИРС КИ Х САМОЛЕТАХ § 1. В Ы Б О Р П О Т Р Е БН О ГО КОЛИЧЕСТВА ДВИГАТЕЛЕЙ Т ри основных условия определяю т величину потребной тяги д л я пассаж и рских самолетов: д ли л а р азб ега; возм ож ность п родолж ения взлета при отказе одного дви гателя на разбеге; ограничение ш ум а задан н ой величиной при взлете в районе аэропорта. Б езопасность п родолж ения взлета при отказе одного д ви гателя (см. гл. V III) будет обеспечиваться наличием у сам ол ета верти кальной скорости и наклоном траектории начального н абора вы соты, имеющим определенны й зап ас высоты н ад линией ограниче ния препятствий в полосе подходов. В осп ользуем ся ф ормулой тяги, потребной для выполнения по лета с н абором высоты (см. гл. IX, § 1), Р п = Q + G sin© . П осле п реоб разован ия получим Р„~ G ----- 1- s i n 0 ). По этой ф орм уле оп ределяется п отребная тяга сам олета д л я про долж ен и я в зл ета с одним отказавш и м двигателем . Р а с п о л а га е м ая т я га сам олета, в ы б ран н ая из условия о тказа одного дви гателя на взлете, р а в н а 1 Р расп = 2 G ( ^ 7^ i- + S in e ], ИЛИ Я расп = 2 Р„, — д л я сам олета с двум я дви гателям и ; 1 Е г е р С. М. Проектирование 'пассажирских реактивных самолетов. М., «Машиностроение», 1964, 452 с. 79 2Ppacn = 3 G + Sin e ] , ИЛИ Р расп = - | - P — д л я сам олета с трем я дви гателям и ; ЗЯрасп = 4 G ( ^ 7 + Sin 0 ) , или Р расп = - | - Р п — д л я сам олета с четы рьм я двигателям и. Р ассм отрим д ва следую щ их прим ера. П редполож им , для сам о л ета с взлетны м весом 50 ООО к Г п отребная величина взлетной тяги двигателей (ф орм улу мы здесь не приводим) из условия получения задан н ой длины р азб ега 1 0 0 0 м при / С в з л = 1 2 и площ ади кры ла 120 ж 2 составляет прим ерно 11 000 кГ. П о тр еб н ая тяга из условия продолж ени я в зл ета с одним о тк а завш им д ви гателем (приним ая угол н аклон а траектории 0 = 1 °2 2 /, sin 0 — 0,024) будет р авн а приблизительно 5400 кГ. Тогда зн ач е ние располагаем ой тяги соответственно составит: д л я двухд ви га тельного сам олета Р расп— 2 Рпотр = 10 800 кГ, д л я трехдвигательз ного сам олета Ррасп— ‘ 2 Р ц о тр = в ЮО кГ; д л я четы рехдвигательного 4 сам олета Р р а с п ^ -д - Р п о тр = 7 200 кГ. С р авн и вая полученные величины, м ож но сделать вывод, что д л я рассм атриваем ого прим ера наиболее оптим альна д вухд ви га тел ьн ая схема, т а к к ак в этом случае зад ан н ы е угол н абора высоты при взлете с одним отказавш и м дви гателем и д ли н а р азб ега при взлете могут быть получены почти при одинаковой взлетной тяге двигателей. Н а сам олет необходимо установить двигатели со взлетной тягой 5 500—б 000 кГ. Т еперь рассм отрим сам олет со взлетны м весом 85 000 кГ, для которого п отребная величина взлетной тяги двигателей из условия получения зад ан н ой длины р азб ега 1300 м при К в з л — 12 и п ло щ ади кры ла 180 ж 2 составляет прим ерно 15 000 кГ. П отребн ая тяга из условия продолж ения в зл ета с одним о тк а завш и м д ви гателем (угол траектории 0 = 1°ЗО') будет равн а при близительно 9 300 кГ. Р асп о л агае м ая тяга соответственно составит: д л я д вухд вига тельного сам олета Р расп = 2 Р По т р = 1 8 600 кГ\ д л я трехдвигатель3 ного сам олета Р р а с п = - 2 ~ Рпотр — 13 950 кГ] д л я четы рехдвигатель4 ного сам олета Р рас п = - 3- Рпотр— 12 400 кГ. Н а данном сам олете целесообразно установить три дви гателя со взлетной тягой 7000— 7500 кГ, т а к к ак в этом случае обеспечива ется взлет при о тказе одного из двигателей. Если ж е установить д ва д ви гателя (к ак это было сделано на Т у -104), то р асп о л агаем ая тяга (18 600 кГ) превысит потребную (15 000 кГ) д л я обеспечения зад ан н ой длины р азб ега. С равнение двух рассм отренны х схем п оказы вает, что большей безопасности мож но достичь при трехдвигательной. 80 З а к ан ч и в ая рассм отрение вы бора количества д вигателей, зам е тим, что установка двух реактивны х двигателей необходима в тех случаях, когда от сам олета требуется укороченная дли н а разб ега при взлете. Б о л ь ш ая тяговооруж енность в этом случае позволяет п родо л ж ать взлет при одном отказавш ем д вигателе, несм отря на то что это озн ачает потерю половины располагаем ой тяги. Н а ближ них и средних м агистральны х сам олетах (Ту-124, Ту-134, БА К -111, Супер «К ар ав ел л а» , Д С -9, Боинг-737) устан овле но по д в а дви гателя. Четы ре д ви гател я наиболее целесообразно устан авл и вать на дальних м агистральны х сам олетах и м еж континентальны х, для ко торых могут быть допущ ены сравнительно больш ие длины р азб ега, т а к к а к при о тк азе одного д ви гателя н а взлете в этом случае те ряется всего лиш ь 25% расп олагаем ой тяги. Это позволяет у ста н авл и вать на сам олете д ви гатели с относительно м алой тягой и м алы м весом, повысить весовую отдачу сам олета по топливу |Отопл_^ след 0вательн0> увеличить д альн ость полета, — р е ш аю щ ий ф актор д л я сам олетов этого к л асса. Н а дальн и х м аги стр ал ьн ы х и м еж континентальны х сам ол етах Ил-62, В иккерс VC-10, Боинг-707, Боинг-747 и др. установлено по четы ре д ви га теля. Н аивы годнейш ей сферой применения сам олетов с трем я д в и га тел ям и явл яется класс средних м агистральны х сам олетов с д а л ь н остью полета 2500—3500 км. По такой схеме созданы самолеты Т у -164, «Трайдент», Боинг-727 и др. § 2. П Р И М Е Н Я Е М Ы Е СХЕМЫ РАСПОЛОЖЕНИЯ ДВИГАТЕЛЕЙ НА Д О З В У К О В Ы Х САМОЛЕТАХ С овременны е п ассаж и рск и е и транспортны е турбореактивны е сам олеты являю тся свободнонесущ ими м онопланам и с низким или высоким располож ением кры ла. Э та схем а удовлетворяет основным требован иям современного сам олетостроения и прием лем а в аэро динам ическом отношении. С хем ы сам олетов разл и чаю тся по ф орме кры ла в плане; типу ф ю зел яж а; располож ению оперения и силовых установок; количе ству дви гателей и т. д. Что касается формы кры л а в плане, то оно обычно стреловидное (Х = 2 0 — 37°,5 по передней к р о м к е). Ф ю зел яж сам ол ета круглого или овального сечения, а оперение разм ещ аю т или на хвостовой ч а сти ф ю зел яж а, или на киле. Р асп о л о ж ен и е ж е силовых установок разн ообразн ое. П р о ан ал и зируем схемы располож ени я двигателей на дозвуковы х п асс аж и р ских сам олетах. О тсутствие винтов, сравнительно малы й вес д ви га телей при больш ой тяге, простота конструкции и обслуж ивания позволяю т у стан авл и вать турбореактивн ы е и турбовентиляторны е Д вигатели так, чтобы обеспечивались оптим альны е условия их р а боты и оптим альны е характери сти ки сам олета. 81 В н астоящ ее врем я дви гатели устанавли ваю тся по следую щ им схем ам : д ви гатели под кры лом сам олета (в том числе на п и л он ах); дви гатели в кры ле; двигатели на хвостовой части ф ю зел яж а. § 3. ПРЕИ М УЩ ЕСТВА И НЕДОСТАТКИ СХЕМ Р А С П О Л О Ж Е Н И Я Д В И Г А Т Е Л Е Й Р ассм отри м схемы располож ени я двигателей на сам олетах с аэродинам ической и эксплуатационной точек зрения, оценим б ез опасность и ком ф орт пассаж и ров, п роанализируем вес конструкции сам олета и т. д. Д в и г а т е л и п о д к р ы л о м с а м о л е т а . У становка д ви га телей IT 8 D близко под кры лом осущ ествлена на сам олете Б о инг-737 (рис. 4 6 ), который предназначен д л я эксп луатац и и на коротких ави али ни ях с аэр о дромов, имею щ их В П П не больш ой д ли н ы 1. Р асп о л о ж ение гондолы дви гателя близко от ниж ней поверхно сти кры л а осущ ествлено на коротком, тщ ательн о про ф и лирован н ом пилоне. Этим сведена к минимуму н еж ел ател ьн ая и нтерф ерен ция м еж ду гондолой и н иж ней поверхностью кры ла. У становка двигателей под кры лом ум еньш ает и зги б а ющий момент, испы ты вае мый кры лом в полете. С ам олет с дви гателям и под кры лом п озволяет л уч ше орган и зовать вход и вы ход у каж дого конца п ас саж и рской кабины , о б л е г чает ком поновку кабины. Ц ентр тяж ести сам ол ета с нагрузкой и без нее р а с п олагается прим ерно на одинаковом расстоянии по хорде, т а к к а к двигатели под кры лом и ком м ерчес к а я н агр у зк а при такой схеРис. 46. Схема самолета Боинг-737: ме са м олета р асп о л о ж ен ы 1 —конус брызг; 2 —пилон близко от центра тяж ести. 1 Д л я эффективной эксплуатации самолет способен соверш ать несколько к о ротких перелетов без дополнительной заправки топливом на небольших проме жуточных аэродромах; Атах 4650 км при Gkom= 9100 кГ; х 25°, Skp = 91 м2, Овзл. шах = 4 9 900 кГ; Z-впп взл = 2255 м, для посадки 1430 м, Мкрейс = 0,78 82 Т яга двигателей создает небольшой кабрирую щ ий момент, ввиду чего балансировочные потери от руля высоты сравнительно неве лики. Р аб о т а посадочных зак ры л ков незначительно ухудш ается, так к ак их р азм ах ум еньш ается за счет пилонов двигателей. Тем не м е нее при %=2Б° в посадочной конф игурации достигнут су т а х = 3 .1 . Н екоторы е недостатки этой схемы окупаю тся н еболь шими потерям и в во здухозаборн и ках вследствие м алой длины воз душ ных к ан ало в и выхлопных труб. П о п адан и е бры зг в воздухозаборники двигателей от носовых колес у стран яется соответствую щ им располож ением д ви гателя по отношению к ф ю зел яж у и конус бры зг (см. рис. 46) не зах в аты в ает воздухозаборники двигателей. Д остаточно больш ой клиренс д ви га телей ум еньш ает вероятность п опадания посторонних предметов с ВПП. П репятствий д л я использования реверса тяги нет. Н есм отря на то что д ви гатели н аходятся в плоскости располож ени я средних р я дов кресел, шум в салон ах не превы ш ает допустимых норм. Это достигается подвеской двигателей на «мягкой» ам ортизации, н езн а чительно передаю щ ей вибрацию от двигателей на планер сам олета. Установка двигателей в крыле. П ри установке двигателей в кры ле сн и ж ается общ ее сопротивление сам ол ета. П о лучается почти чистое кры ло (без н ад стр о ек ). Т яга двигателей сн и ж ается вследствие потерь д авлен и я в воздухозаборнике. М ото гондолы зан и м аю т полезную площ адь, что ум еньш ает длину (р а з м ах) зак р ы л ко в и ухудш ает их работу. Д ви гатели , располож енны е по этой схеме, т а к ж е создаю т небольш ой разворачи ваю щ и й момент при отказе одного из них. И з сущ ествую щ их недостатков этой схемы у каж ем на невоз мож ность использования реверса тяги из-за теплового воздействия струи газов на ф ю зеляж (сам олет с д вум я дви гателям и ) и частич ного использования реверса тяги при четы рехдвигательной схеме. С труя вы текаю щ их газов созд ает значительны е шумы в хвостовой части ф ю зел яж а и ухудш ает условия д л я пассаж и ров, разм ещ ен ных в задних р я д ах кресел. Н а сам олетах Ту-104 и Ту-124 д ви гате ли крепятся к ф ю зеляж у, а в кры ле проходит удлиненный воздухо заборн ик; гондолы двигателей располож ены в корне кры ла, при этом больш ая часть гондолы расп ол ож ен а за задней кромкой кры л а . А у сам олета Д е-Х эвиллен д «К ом ета» двигатели полностью спрятаны в кры ле. М алы е разм еры дви гателей п озволяю т сделать их гондолы с небольш им миделем. Р еак ти в н ая струя вытекаю щ их газов у двигателей, располож енны х в корне кры ла, увл екает за со бой поток, обтекаю щ ий кры ло. О днако р ассм отренн ая установка двигателей требует увеличения относительной толщ ины проф иля кры ла, что ухудш ает скоростные характери сти ки сам олета. Угол установки двигателей относительно продольной оси сам о л ета при этой схеме составляет, наприм ер, для Ту-104 3°. Этот наклон необходим д л я того, чтобы и зб еж ать п о п ад а ния струи от двигателей на горизонтальное оперение. В плане 83 двигатели развернуты в стороны на угол 2— 4°, чтобы струя газов меньш е во здей ствовала на ф ю зеляж . О днако шум в кабине от д ви гателей значительны й. Р а з м е щ е н и е д в и г а т е л е й на п и л о н а х под к р ы лом прим еняется на ам ериканских реактивны х сам о л е тах Боинг-707 и 720, Д у гл а с Д С - 8 , Конвэр-880 и 990, а так ж е на сам олете-автобусе Боинг-747 с четы рьм я д ви гателям и П ратт-У итни JT 9D * (рис. 47). Такую ж е схему применили фирмы «Хоукер-Сидли», «Сюд Авиасьон» и «Д ойче Эрбус» на сам олете А-300**. У становка дви гателей на пилонах несколько увеличивает лобо вое сопротивление сам олета вследствие интерференции кры ла и пилонов. Н о небольш ая длина входного к а н а л а д ви гател я при хоро шем подводе воздуха сниж ает до минимума потери тяги, ввиду че го улучш аю тся к ак взлетны е, т а к и крейсерские характери сти ки сам олета (Ушах, дальн ость полета и т. д .). Р азн о с двигателей по тонкому стреловидному кры лу зн ачитель но его р азгр у ж ает и ум еньш ает вес конструкции. О днако так ая подвеска требует усиленного крепления д ви гател я и его пилона (больш ие инерционные н агрузки при эволю циях сам ол ета) и в ито ге вес кры ла сн и ж ается незначительно. Э ксп луатац и я сам олетов с пилонной подвеской дви гателей д о л ж н а производиться на бетони рованны х аэрод ром ах с повышенной чистотой поверхности, так к а к двигатели находятся всего в 40—70 см от зем ли на сам олетах Боинг-707 и Д С - 8 и в 1,2— 2,5 м на Боинге-747. П оп адан и е посто ронних предметов в воздуш ны й к ан ал м ож ет привести к р азр у ш е нию ком прессора д ви гателя. Если установка двигателей по р а з м а ху кры ла не препятствует использованию реверса тяги на всех двигателях, то отказ крайнего д ви гател я создает значительны й р а з ворачиваю щ ий момент, затрудняю щ ий пилотирование сам олета. К абрирую щ ий момент двигателей не создает слож ности в у п р ав л е нии самолетом. О бслуж и ван ие двигателей удобное. В аж н ое преим у щ ество пилонной подвески — уменьш ение ш ум а от двигателей в пассаж ирской кабине. * Ш ирина ф ю зеляж а 6,5 м щ угол стреловидности 37°, S = 512 м2, количест во мест 366—490, GB3n m a i = 322 000 к Г (Боинг-747В — 351 000 кГ), потребная длина ВПП для взлета 2700 м, для посадки — 1770, максимальная скорость на высоте 7600 м — 990 км/ч (М = 0,88). ** С амолет А-300 с двум я трубовентиляторными двигателями относится к па'ссажцрскпм самолетам большой вместимости, получившим название аэробу сов (самолетов-автобусов). П оявление подобных самолетов вызвано тем, что во многих главных аэро портах взлетно-посадочные полосы в часы «пик» загружены до предела. Д л я со кращ ения частоты движ ения самолетов и ликвидации их скопления в воздуш ном пространстве, особенно вокруг аэропортов, а такж е на авиалиниях с боль шими потоками, вновь создаваемы е самолеты долж ны перевозить 250—500 пас саж иров. Организация перевозок по типу автобусных долж на привести к сокра щению полного путевого времени за счет уменьшения земного. П оявившиеся турбовентиляторные двигатели с большой степенью двухконтурности, высоким значением тяги и улучшенной экономичностью не ограничи вают выбора взлетного веса самолетов-автобусов. 84 Рис. 47. Схема самолета Боинг-747 Размещение двигателей в хвостовой части ф ю з е л я ж а (пиленное креп л ел и е). П оиски авиационны х конст рукторов в направлен ии улучш ения ком ф орта и повы ш ения аэро динамических х ар актери сти к сам олета привели к установке д ви га телей в хвостовой части ф ю зел я ж а на горизонтальны х пилонах. В первы е это было р азр а б о та н о фирмой «С ю д-А виасьон» (Ф ран ц и я) Для сам олета « К ар ав ел л а» . Э та схем а получила ш ирокое распрост ранение. 85 Рис. 48. Общий вид самолета Ту-134А: / — решетка реверса Н апри м ер, на б ли ж н ем аги страл ьн ом 1 сам олете второго поколе ния Ту-134А (рис. 48) в хвостовой части ф ю зел яж а установлены два дви гателя Д -30 II серии с реверсом тяги. Н а дальн ем м аги страл ь ном сам олете Ил-62* (рис. 49) установлены по такой ж е схеме че тыре д ви гателя, д ва из которы х (внутренние) имеют реверс тяги. По д ва д ви гател я в хвостовой части ф ю зел я ж а имеют английский сам олет Б А К -1 11 (рис. 50) и ам ериканский Д С-9. П ри такой схеме разм ещ ени я п олучается чистое кры ло и м акси м ально используется м ехан изаци я кры ла. Р еакти вн ы е п ассаж и рски е сам олеты с таким располож ением дви гателей о б ладаю т рядом преимущ еств. Основными из них я в л я ются улучш ение аэродинам ических характери сти к сам олета и ком ф орта в пассаж и рской каби н е (сниж ение уровня ш у м а). В виду от сутствия гондол дви гателей на кры ле интерф еренция имеется лиш ь в сты ках кр ы л а с ф ю зеляж ем . К роме того, создаю тся условия д л я проектирования кры ла с увеличенным числом М уф и более э ф фективной м еханизацией. О тсутствие надстроек на кры ле улучш ает его несущ ие свойства и п озволяет уменьш ить потребную площ адь кры л а. П ри порыве угол входа воздуш ного потока в возд у х о заб о р 1 Согласно классификации МГА магистральные самолеты разграничены на три основных типа: дальний, средний и ближний. Основным показателем маги стрального самолета является его вы сокая производительность и минимальная себестоимость тонно-километра при полете на оптимальную дальность беспоса дочного рейса. Д л я ближнего магистрального самолета такое оптимальное р ас стояние 1 500, д л я среднего — 3 000 и для дальнего — 6 000 км. Х = 3 5 ° ; количество м ест—-186, G вэл. max =1160 000 кГ, L в п п в условиях СА для взлета — 3000 м, для посадки ( 0 = 1 0 0 000 к Г ) — 2900 м\ Унрейс = 8 5 0 —870 км/ч. Е г е р С. М. Проектирование пассажирских реактивных самолетов. М., «Машиностроение», 1964, 452 с. 86 ник изм еняется в меньшей степени, чем угол атаки к р ы л а, т. е. при изм ене нии у гл а атаки кры л а, наприм ер на 6 °, направление в о з душ ного потока око ло воздухозаборн и ка изменится п риб лизительно на 3°. Воздух будет вх о дить в двигатель под меньшим углом, что значительно уменьш ает потери давления на входе. П ри располож ении ж е двигателей в кр ы л е или при пилонной подвеске угол входа соответствует углу атаки, на котором соверш ается полет Рис. 49. Общий вид самолета Ил-62: J — решетка реверса сам о л ета. Это вы зы вает дополн и тель ны е потери. Одной из конструктивны х особенностей рассм атри ваем ой схемы явл яется Т -образное оперение с переставны м стаби ли затором . Гори зонтальное оперение, установленное на верхней части киля, свобод но от воздействия звуковы х волн, созд аваем ы х звуковы м полем выхлопной струи д ви гател я. Это и влияет в основном на ум еньш е ние вибрации. А эродинам ическое преим ущ ество Т -образного оперения состоит в том. что скос потока за кры лом действует на него незначительно. В месте пересечения горизонтального оперения и ки ля для Т-образной схемы при больш их скоростях полета рост сопротивле ния сн и ж ается по сравнению с обычной схемой, эф ф ективность вер тикального оперения увеличивается. М отогондолы дви гателей име ют горизонтальны й пилон. Угол установки гондол относительно оси ф ю зел яж а обычно д л я многих сам олетов колеблется от 0 до 3°, наприм ер у сам ол ета Ту-134А — 0°, у сам о л ета Ту-154 — боковые д ви гатели установлены под углом + 2 °. В горизонтальной плоскости гондолы повернуты в стороны от ф ю зел яж а на 2 — 4°. Н а проекции в п лан е м еж ду обводом ф ю зел я ж а и контуром мотогондолы о б разуется диф ф узорное течение, в расш иряю щ ейся 87 части которого (зона хвостовой части ф ю зе ляж а) и з-за увеличе ния скорости возникает разреж ен и е, со зд аю щ ее дополнительное сопротивление. Д ля устранения вредной ин терференции р еак ти в ное сопло д ви гателя (следовательно, и струю вы текаю щ их г а зов) поворачиваю т во внешнюю сторону на 2— 7°. П оворот вы тека ющей струи ум еньш ает — ■ — —V С/ вибрацию обш ивки фю____________________________ зе л я ж а и способствует снижению ш ум а в хво стовой части п асс аж и р ской кабины. П ри прохож дении оси гондолы выше строительной оси ф ю зе л я ж а и соответствен но вы ш е ц. т. са м о л е та со зд ается пикирую щий момент от тяги дви гателя. y f n . . . . . . . . . о „дд П ри переносе двига< L ^ _______ <=сг телей в хвостовую часть ф ю зе л я ж а толь ко 'небольшая часть Рис. 50. Схема пассажирского самолета БАК-111 воздушного потока от500 серии с двухконтурными двигателями С п ей » : брасы ваемого НОСовы1 — решетка реверса ми колесам и, мож ет засасы в ать ся д ви гате лем . Струи от основных колес перекры ваю тся зак р ы л кам и как во врем я взлета, т а к и при посадке; ум еньш ается возм ож ность по п ад ан и я в дви гатели посторонних предметов с В П П . П ри пилонной подвеске д ви гател я, к а к было ск азан о выше, не треб уется больш ой длины воздухозаборн и ка. А при установке д ви гателя в кры ле, к а к это сделано на сам олетах Ту-104, Ту-1’24 и «К о м ета», дли н а во здухозаборн и ка в озрастает (у Ту-104 до 5 м) , вви ду чего потери д авл ен и я воздуха на входе ум еньш аю т тягу д в и га тел я на 2— 4 % . П еренос ж е двигателей в хвостовую часть сниж ает потери на входе, падение тяги за счет короткого воздухозаборника составл яет всего 1 —-2 %, что улучш ает взлетны е характеристики сам о л ета. В заклю чение необходимо отметить, что эта схема име- < 88 ет и недостатки. Т ак, н априм ер, ухудш ается раб ота двигателей на больш их у глах скольж ени я. П икирую щ ий момент от тяги д ви га телей увеличивает как скорость подъем а передней ноги ш асси на разбеге, так и усилия на ш турвале. М ож ет возникнуть необходи мость в переставном стаби ли заторе. В ес вертикального оперения, несущ его на себе горизонтальное оперение, увеличивается. К онст рукция сам олета у тяж ел яется вследствие дополнительны х м ассо вых и инерционных нагрузок от двигателей, а т а к ж е и з-за необходи мости усиления крепления двигателей д л я п редупреж ден ия их от ры ва при аварийной посадке. У становка двигателей в хвостовой части ф ю зел яж а сдвигает центр тяж ести пустого сам олета н азад , поэтому кры ло необходимо р азм ещ ать б ли ж е к оперению. Это приводит к увеличению длины носовой части ф ю зел яж а, испыты ваю щ ей больш ие изгибаю щ ие моменты, и к трудностям обеспече ния б алансировки сам олета. Ц ентр тяж ести пустого сам олета р а с полагается близко к предельно задн ем у полож ению , при котором сам олет м ож ет опрокинуться на хвост (у сам о л ета И л-62 этом у п ре пятствует сп ециальная ш та н га ). П ри загр у зк е сам олета и зап р ав к е топливом центр тяж ести сдвигается значительно вперед и затр у д н яет б алан си ровку сам оле т а на взлете. В полете требуется четкая р аб ота автом атики, регу лирую щ ей вы работку топлива. П ри разм ещ ени и силовых установок в хвостовой части ф ю зе л я ж а расстоян и е от дви гателей до зем ли определяется только по садочным полож ением сам олета и высотой ш асси. Это позволяет уменьш ить высоту ш асси и сохранить допустим ое расстояние от зем ли до кром ок воздухозаборников. В ероятность серьезны х по вреж дений дви гателей при небольш их назем ны х происш ествиях значительно ум еньш ается. Расположение средних двигателей внутри хвостовой ч а с т и ф ю з е л я ж а яв л яется разновидностью располож ени я дви гателей в хвостовой части ф ю зел яж а. Н апри м ер, у средн ем аги стрального сам олета третьего поколе ния Ту-154* с т р е м я д ви гател ям и в хвостовой части ф ю зел яж а воз д ухозаборни к среднего д ви гател я располож ен в утолщ енной корне вой части киля, а сам д ви гатель внутри хвостовой части ф ю зел яж а (рис. 51). Такую ж е схему разм ещ ени я дви гателей имею т сам ол е ты Як-40, Боинг-727, DH-121 «Трайдент». С мещ ение вниз м еста располож ени я д ви гател я по отнош ению к воздухозаборн и ку приводит к искривлению воздуш ного к а н а л а — возни кает необходимость в S -образном воздухозаборнике. Д л я уменьш ения лобового сопротивления воздухозаборн и ка его д е л аю т эллиптическим и вы тянуты м в вертикальной плоскости. Д оступ к среднем у дви гателю обеспечивается путем откры тия кры ш ек снизу и сверху на хвостовой части ф ю зел яж а. Это неудоб но, так к ак необходимы высокие стремянки. * х = 3 5 ° , S k p = I 8 0 ж2, количество м е ст — 164, G в з л . max = 9 1 ООО кГ, потреб ная длина В П П для взлета (СА) — 2000—2200 м, для посадки (СА) — 2000— 2300 м, Мкрейс = 0,85, дальность полета с 164 пассаж ирами 2 500—3 000 км. 89 ооь и Рис. 51. Общий вид самолета Ту-154: 1 — заборник среднего двигателя; 2 — решетки реверса П одсасы ваю щ ее воздействие струи вы текаю щ их газов д ви гателя оказы вает некоторое влияние на горизонтальное и вертикальное оперение. И нтерф еренция д ви гател я с ф ю зеляж ем отсутствует, име ется только интерф еренция воздухозаборн и ка с корневой частью киля. Угол установки д ви гател я вы бираю т из расчета создания наименьш его продольного (кабрирую щ его или пикирую щ его) мо мента. Н апри м ер, д л я сам ол ета Т у -154 н ап равлен ие тяги сред него д ви гател я проходит ниж е центра тяж ести сам олета и созд ается незначительны й кабрирую щ ий момент. П ри о тказе среднего д ви га теля на сам олет не действует разворачи ваю щ и й момент. Струи, от брасы ваем ы е носовыми колесам и воздухозаборн и ка среднего д ви га теля не достигаю т, а струи от основных колес перекры ваю тся з а кры лкам и при р азб еге и пробеге. Эти соображ ен ия легли в основу создания сам олета местных воздуш ны х линий Як-40 для эксп луатац и и с грунтовы х аэрод ро мов1. К недостаткам такого располож ени я д ви гател я мож но отнести следую щ ее. S -образны й воздуш ны й к а н а л больш ой протяж енности создает потери тяги д ви гател я 3—4 % . У худш ается р аб ота возду хозаборника на больш их у гл ах атаки вследствие затенени я ф ю зе ляж ем входного отверстия. П икирую щ ий момент от тяги д ви гате ля увеличивает балансировочное отклонение рулей высоты на отры ве и взлете. К онструкция хвостовой части ф ю зел я ж а утяж ел яется и з-за установки узлов крепления д ви гател я. С м ещ ается н азад центровка пустого сам олета, трудно, а подчас невозм ож но реверси ровать тягу среднего д ви гателя. § 4. СИЛОВАЯ УСТАНОВКА СВЕРХЗВУКОВОГО ПАССАЖИРСКОГО САМОЛЕТА В первы е в м ире 31 д ек а б р я 1968 г. в С оветском С ою зе совер шил полет сверхзвуковой пассаж и рский сам олет Ту-144 (рис. 52, а ) . С оздание сам олетов Ту-144 (С С С Р ) и «К онкорд» (А нглия и Ф ран ция) откры ло новую эру — эру п ассаж и рски х сверхзвуковы х по летов. С верхзвуковы е п ассаж и рски е сам олеты Ту-144* и «К онкорд» имеют по четы ре д ви гател я, располож енны х под кры лом близко от ф ю зел яж а. И сследовани я п оказали, что д л я получения наим еньш е го сопротивления гондолы дви гателей д олж н ы быть располож ены под кры лом сзади. Б л а г о д а р я так ом у располож ению вокруг гондол повы ш ается д авлен ие и, следовательно, немного возр астает подъ ем ная сила без увеличения лобового сопротивления. Д л я того что бы вывести д ви гатели из толстого пограничного слоя ф ю зел я ж а, 1 Як-40 — первый в мире сам олет подобного типа. Потребная длина В П П эксплуатации составляет всего 700 м, количество пассажирских мест — 24, высота полета — 4000—6000 м, скорость — 500—550 км/ч, дальность полета — 300—400 км. * О взл => 150 000 к Г , Укрейс = 2500 к м ! ч ( М = 2 , 2 — 2 ,3 ) , дальность полета 6600 км, коммерческая н а г р у зк а — 12 000 к Г , количество м е с т — 120. Для 9L 12,3м З .Ь б м Рис. 52. Схема самолета Ту-144 (о) и серийного самолета 1 — воздухозаборники; 2 — решетка реверса «Конкорд» (б): их устан авл и ваю т не в одной гондоле по оси сам олета, а попарно под кры лом . Это р а згр у ж ает его, особенно консольны е части, а не больш ое увеличение момента инерции относительно продольной оси з а счет р азн оса двигателей на сам олете с треугольны м кры лом не значительно сказы вается на инерционных характери сти ках сам о л ета. С иловая у становка сверхзвукового сам ол ета состоит из двух основных подсистем, в одну из которы х входят двигатель, выхлоп ная тр у б а и регулируем ое первичное сопло, а в другую — возду хозаборник и регулируем ое вторичное сопло. Если на дозвуковы х с а м о л етах роль воздухозаборн и ка не столь у ж е зн ачительн а: с наименьш ими потерям и подвести воздух с равномерны м и устой чивым полем скоростей к первой ступени ком прессора (или венти л ято р а на Д Т Р Д ), то н а сверхзвуковы х сам ол етах его роль огромна. С некоторы ми вопросами регули ровани я работы силовой установки сверхзвукового сам ол ета познаком им ся на примере с а молета «К онкорд » 1 (рис. 5 2 ,6 ), имею щ его четыре турбореактивны х дви гателя «Олимп». К аж д ы й д ви гател ь имеет отдельны й регули ру емый воздухозаборн и к прямоугольного сечения, при работе которо го об разую тся четыре скач ка уплотнения: д в а скачка — на передней кром ке и на повороте клина, третий скачок — на криволинейной части клина, четверты й — на ниж ней части воздухозаборн и ка. Д ополнительное торм ож ен ие воздуха за системой скачков уплот нения обеспечивается д ал ее диф ф узором , где скорость ум еньш ает ся до дозвуковой, соответствую щ ей числу М = 0 ,5 . В связи с тем что д иапазон скоростей меняется от М = 0 , 5 —0,6 в дозвуковом полете до 2,2— 2,3 в сверхзвуковом 2, необходим возду хозаборник с изменяемой ге ометрией, обеспечиваю щ ей устойчивое питание возду хом каж д о го д ви гател я в отдельности. П ри этом обес печивается достаточное по ступление воздуха в д в и га тель, вы сокая степень вос становления д авл ен и я при хорош ем распределении по Рис. БЗ. Примерный профиль полета л я скоростей на входе в сверхзвукового пассаж ирского сам о двигатель, удовлетвори тель лета «Конкорд» с G Bэл = 145 Т 1 й взл т а х = 166 ООО кГ , S KP = 358 м2, количество мест 138, максимальная дальность — 6800 км, М = 2 ,0 -н 2,2 (в зависимости от температуры в о зд уха), Н шах = 1 9 500 м. 2 Н абор высоты соверш ается со скоростью, соответствующ ей числу М = = 0,93-^0,95, переход через звуковой барьер происходит на высоте 11 000— 12 000 м после 12 м ин полета; на расстоянии 650— 700 км от пункта вылета на высоте 16 000— 16 500 м самолет начинает крейсерский полет со скоростью, соответству ющей М = 2 ,2 (2330 км/ч) с постепенным набором высоты, который заканчивает ся примерно на расстоянии 5700 км от места вылета после 164 мин полета; на снижении скорость самолета уменьш ают так, что к -высоте 11 0 0 0 — 10 0 0 0 м она снова соответствует М = 0 ,9 . 93 ный зап ас устойчивости при норм альной работе и безоп асн ая р аб о та в аварийны х условиях. Н а рис. 53 представлен примерный про филь полета сам о л ета «Конкорд». Р ассм отрим , к ак обеспечивается эф ф ективность работы воздухо заб о р н и к а на всех р еж и м ах полета. Н а рис. 54 (I) приведен продольны й р азр ез гондолы в верти кальной плоскости, проходящ ей через ось д ви гател я 13. В о здухоза борники 1 имеют неподвиж ную обечайку 2 и две подвиж ны е р а м пы 16 и 15 с изм еняем ы м углом установки, образую щ и е верхню ю поверхность; продолж ением рам пы явл яется н еподвиж ная губа 17, см ещ енная относительно ниж ней поверхности кры ла 18 таким об разом , что о б р азу ется л овуш ка пограничного слоя. О сновная функция рам пы — у п равл ять системой внешних скачков уп лотне ния перед воздухозаборником . Д ал ь ш е располож ен изогнутый кан ал 14, которы й тянется до входа в д ви гатель. В этом к а н а л е имеется вспом огательная створка 3, которая м ож ет откры ваться против по тока или по потоку, и п ерепускная засл он к а 4, которая откры вает ся только н азад . В сп ом огательн ая створка откры вается д ля пере пуска н ару ж у лиш него воздуха, если в воздухозаборник поступает 18 17 16 15 14 13 12 1110 9 Л Ш Ш Рис. 54. 94 Схема регулируемого воздухозаборни ка двигателя сверхзвукового са молета воздуха больш е, чем требуется д л я дви гател я, и если ры чаг у п р ав ления д ви гател ям и у стан авл и в ается на меньш ую тягу во время сверхзвукового крейсерского полета. В стенке гондолы под д ви га телем имею тся д в а дополнительны х воздухозаборн и ка 7 и 12. В в ы пускной трубе находится ф о р са ж н ая кам ер а с опорой для форсунок 6 , а на конце имеется первичное сопло регулируемой геометрии 1 1 . В выпускной трубе находится та к ж е съемный глуш итель 8 , р ас полож енны й перед диф ф узором . Реверсивное устройство тяги 10 состоит из двух створок, вращ аю щ и хся вокруг двух горизонтальны х осей, и двух реш еток профилей, отклоняю щ их вы ходящ ую струю вперед. Г ондола зак ан ч и в ается двум я д и ф ф узорам и регулируемой геометрии 9. В месте с обш ивкой кры ла гондола 5 о б р азу ет к ан ал , о к р у ж аю щий д ви гатель. В этот к ан ал поступает воздух либо из погранично го слоя через щ ель м еж ду подвиж ны м и р ам п ам и 16 и 15, либо че рез различны е створки в зависим ости от р еж и м а полета сам олета. Ч ерез вторичное сопло 9 выходит смесь атм осф ерного воздуха и вы ходящ их газов из первичного сопла. В сверхзвуковом крейсерском полете (II) обе рам пы опускаю т ся и откры ваю т щ ель 19, которая у п р ав л яет прям ы м скачком уп лотнения. В этом месте сечение воздухозаборн и ка ум еньш ается, а скорость потока увеличивается. Ч асть воздухозаборн и ка за п ря мым скачком уплотнения п ред ставл яет собой диф ф узор, где ско рость ум еньш ается, а тем п ература повы ш ается. Т ем пература в озд у ха на крейсерской высоте — 57°С, а тем п ер ату р а на входе в д ви га тель + 153°С. П ереп ускн ая засл о н к а 4 откры вается только при высокой тем пературе. В оздух пограничного слоя рам пы 20 обеспечи вает охлаж ден и е д ви гател я. В се другие створки остаю тся зак р ы тыми. П ри взлете и н ачальном н аборе высоты (III) обе рам пы под няты, сечение воздухозаборн и ка увеличивается, а вспом огательная створка 3 откры вается вперед, об р азу я дополнительны й воздухо заборник. П ри взлете в условиях высоких тем ператур, на средних выоотах и на околозвуковом реж им е вклю чается ф о р са ж н ая кам е р а б и откры ваю тся створки дополнительны х заборников 7 и 12. П ри взлете глуш итель н аходится в струе вы ходящ их газов. В случае остановки или сниж ения тяги д ви гател я (IV ) вспомо гательн ая створка S откры вается по потоку, чтобы уменьш ить по д ач у возду х а в д ви гател ь, и рам пы опускаю тся. П ри п осадке (У) обе створки реверсивного устройства тяги 1 0 повернуты н азад , а реш етки л оп аток открыты. В заклю чение отметим, что степень с ж а ти я воздуха на входе в д ви гатель со ставл яет 1 0 : 1 на сверхзвуковой скорости полета и по этому в качестве д ви гател я д л я сам олета «К онкорд» был вы бран обыкновенный Т Р Д , не слиш ком тяж ел ы й и громоздкий. Т аким образом , на лю бом реж им е полета и при лю бой тяге по лучаю т оптим альны й массовы й расход воздуха д л я достиж ения м иним ального удельного расхода топлива. В озм ож ность ум еньш ать 95 тягу при практически постоянном массовом расходе позволяет не только соверш ать крейсерский полет на постоянной высоте, но и ум еньш ать тягу после взлета, сн и ж ая тем самы м уровень ш ума. По этой причине (так к ак ум еньш ается скорость струи) полагаю т, что сам олет «К онкорд» будет со зд ав ать меньш ий шум на взлете, чем соврем енны е тяж ел ы е дозвуковы е п ассаж и рск и е самолеты . Г л а в а VI ГОРИЗО НТ АЛ ЬНЫЙ ПОЛЕТ § 1. СХЕМА СИЛ, ДЕЙСТВУЮЩИХ НА САМОЛЕТ Внеш ними силам и, действую щ ими на сам олет, являю тся тяга Р, вес сам олета G, подъем ная сила У и лобовое сопротивление Q (рис. 55). Н ап р авл ен и е действия сил следую щ ее: сила G действует по верти кали вниз, сила Р — вперед под некоторы м углом к про дольной оси сам олета, сила У перпендикулярно к направлению по л ета и сила Q против полета. К а к известно, д л я осущ ествления установивш егося прям олиней ного горизонтального полета необходимы следую щ ие условия: 0 = У и Q = P . П ервое равенство п оказы вает, что движ ение сам о л ета прямолинейно, второе яв л яется условием установивш егося полета. П ри несоблю дении этого условия полет был бы неустановивш имся (с разгоном или с торм ож ен ием ). В горизонтальном полете м еж ду углом т а н га ж а и (угол меж ду продольной осью ф ю зел яж а и линией го р и зо н та), углом атаки а (угол м еж ду н аправлением полета и хордой условного контрольно- Рис. 55. Схема сил, действующих на самолет в горизонтальном полете: / — продольная 96 ось самолета; 2 — направление силы тяги; 3 — направление линия хорды полета; 4— го сечения к р ы л а ) 1 и углом установки кры ла срк р (угол м еж д у про дольной осью сам олета и хордой условного контрольного сечения кры ла) с достаточной точностью мож но принять следую щ ую зав и симость: ■9- = а — с?кр. Обычно тяга Р не совп адает с н аправлением полета и образует с ним небольш ой угол. Н а величину этого угл а оказы вает влияние угол установки дви гателей относительно продольной оси сам олета. Если принять д л я горизонтального полета а = 4 ° , угол установки кры ла ф кр = 3 °, а угол установки двигателей относительно п родоль ной оси ф ю зел яж а (при располож ении их в хвостовой части ф ю зе л я ж а ), равны м 1°, то, к а к видно из рис. 55, угол фт = 2°. П оэтому Р cos фт будет незначительно меньш е тяги. П рактически при у г л ах фт = 2 — 7° значение cos фт м ало отли чается от единицы, поэто му мож но считать, что Q = P. М ож но принять, что и Y — G, т а к как допустимо пренебречь составляю щ ей Р sin фт, которая д л я зн ач е ний крейсерских тяг будет меньш е 1 % среднего полетного веса. Н априм ер, при среднем полетном весе сам олета 75 Т и качестве 13,5 потребная тяга Р = 5 5 5 0 кГ, а Р sin 2 ° = 5 5 6 0 -0 ,0 3 5 = 194 кГ, т. е. 0,26% среднего веса. Д а ж е если угол установки двигателей относительно продольной оси сам олета составляет 5° (при распо ложении их в корневой части к р ы л а ), а фКр — 1° и а = 3,5°, то фт = 7 , 5 0; при той ж е потребной тяге 5550 к Г получим Р sin 7 ,5 ° = 5 5 5 0 -0,131 = 7 2 8 кГ. От веса 75 Т это составит 0,97% . П оэто му на рис. 55 мы видим только силы Р, G, Y и Q. § 2. П О ТРЕБН Ы Е ТЯГИ ГО РИ ЗО Н Т А Л Ь Н О ГО П ОЛЕТА Т яга, необходим ая д л я выполнения горизонтального полета на рассм атриваем ом угле атаки (рассм атри ваем ой скорости), н азы вается п о т р е б н о й т я г о й горизонтального полета. О пределенном у углу атаки соответствую т определенны е потреб ные скорость и тяга. Д л я расчета граф и ков потребны х тяг на рис. 56 использованы гр аф и к зависим ости cv = f ( a ) и поляра сам о лета Т у -124. Р асч ет производился в таком порядке. П отребн ая т я га в горизонтальном полете уравн овеш и вает лобовое сопротивление P u = Q . З а д а в а я с ь вы сотами и скоростям и полета, определяем для каж дой из них скоростной напор и су; по поляре (д ля различны х чисел М ) находим значения сх, соответствую щ ие тем ж е скороV2 стям и Су. По ф орм уле Р п = Q = C x S p = cxS q опре д еляем потребны е тяги. 1 Ч асто за контрольное сечение крыла принимается бортовое сечение, р ас положенное (при виде в плане) на определенном расстоянии от продольной оси . D ф ю зеляж а, z > -75- ( D — диаметр ф ю зел я ж а); при продувках моделей угол ата ки отсчитывается от хорды контрольного сечения крыла. 4—4779 9/ '[ У ^ Г ч п ! - - 1500 ШО ffi № M 500 i% д - Щ Рис. 56. Зависимость потребной тяги 700 Укх/ч от скорости полета самолета Т у -124 G=35000 кГ (а): 1 — тяга дл я полета с VHB = 3 6 0 /сл /ч ;2 — тяга для полета с ^ Пр = 6 0 0 км/ч; к особенностям пилотирования при изменении скорости на первых и в т о р ы х р е ж и м ах ( б ) К ром е того, потребную тягу мож но определять следую щ им об разом . Р азд ел и м почленно уравн ен ия горизонтального полета [ У = G и Q — Р ) '■-Q- ~~р~П ри н им ая, что получаем следую щ ее вы раж ен и е д л я потребной тяги: = К’ Р = — п К ' К ак видно из рис. 56, а при наивы годнейш ем угле атаки а н в = 6 ° и Н — 0 получаем минимальную потребную тягу, что соот ветствует скорости 360 км/ ч и качеству /С = 1 5 (из формулы Ро п = 0 1S 0 получаем /С = -р= "325307&5 0“ = V У величение или ум ень ш ение скорости ведет к возрастани ю потребной тяги, т а к к а к для углов атаки больш е и меньш е 6 ° у данного сам ол ета аэрод и н ам и ческое качество ум еньш ается. Д л я полета со скоростью 360 км/ч у зем ли необходимо так дроссели ровать д вигатели, чтобы добиться равен ства Р р — РпВ этом случае кр и вая располагаем ой тяги коснется кривой потреб ной тяги в точке в , соответствую щ ей а = 6 °. К ак видно из рис. 56, а д л я полета с меньш ей ( V = 3 0 0 к м/ ч) , а т а к ж е и с большей (600 км/ч) скоростью требуется увеличение тяги дви гателей (точ ки с и а ) . И звестно, д л я сам олетов с Т Р Д м аксим альны й избы ток тяги А Р соответствует н а и в ы г о д н е й ш е й скорости. Чтобы достичь АРтах на взлетном или ном инальном реж им е, необходимо сохра нять скорость полета по прибору 360 км/ч. С увеличением высоты полета д л я одного и того ж е веса по тр еб н ая тяга остается неизменной при условии сохранения качест ва. П рактически ж е при сохранении скорости по прибору з н а ч е н и е /(max вследствие влияния сж им аем ости несколько ум еньш ается, поэтому величина Р п п олучается несколько больш ей. В р ассм атри ваем ом прим ере скорости по прибору 360 км/ ч ( М = 0 ,5 ) на высо те 10 000 м соответствует истинная скорость 592 км/ ч и м акси м ал ь ное качество 14,6, т. е. качество уменьш илось на 0,5. Углы атаки, соответствую щ ие Кта* и з-за влияния на п оляру сам олета числа М, 98 т а к ж е получаю тся разны м и д л я разн ы х высот. Т ак, д л я Н = О „гол атаки, соответствую щ ий миним альной потребной тяге, равен 6 °, а д л я Н — Ю ООО м — 4,8°. ’ Уменьш ение полетного иеса приводит к уменьш ению потребной тяги д л я тех ж е углов атаки на рассм атри ваем ой высоте. К а к вид но из рис. 56, на высоте 10 000 м д л я веса 30 Т Рп меньш е, чем Р п дЛЯ G = 35 Т, так ж е меньш е и скорость Vr. п = ~\/~■ — , соот миним альной потребной тяге 575 км/ч (УпР= 3 5 0 к м/ ч). Д л я сам олета с больш ей удельной нагрузкой (наприм ер, G = 6 0 Т и 0 / 5 = 4 5 4 к Г / м 2) наивы годнейш ая скорость увели чи ва ется до 430 км!ч на Н = 0. в етств ую щ ая § 3. Д В А Р Е ЖИ МА Г О Р И З О Н Т А Л Ь Н О Г О ПОЛЕТА Точкам пересечения кривы х потребны х и расп олагаем ы х тяг соответствует равенство Р п= Р р, следовательно, силы Р и Q, а такж е У и G будут тож е равны . Н а рис. 56 д л я Н ~ 0 эти точки обо значены буквам и а, b и с. Р авновесие сил тяги и лобового сопро тивления в условиях прямолинейного горизонтального полета мо ж ет быть устойчивым и неустойчивым. В зависим ости от этого р а з личаю т первы е и вторы е реж им ы полета. Н апри м ер, условия равновесия Р п и Р р в точках а и с дости гаю тся при скоростях 600 и 300 км/ч по-разном у. В точке а это равновесие устойчиво, а в точке с — неустойчиво. Е сли в полете со скоростью 600 к м/ ч произойдет ее ум еньш е ние на ДУ (см. рис. 56, а ) , а угол атаки останется неизменным, подъем ная сила станет меньш е веса сам ол ета и траектори я полета искривится вниз. Ч тобы сохранить горизонтальность полета, л ет чик увеличивает угол атаки . Н о при скорости 600 — Д V тя га Дви гателей будет больш е лобового сопротивления и под действием по лож ительной избыточной тяги будет происходить разгон до исход ной скорости 600 км/ч и вновь восстановится равновесие Р п и Р р. К ак видно, д л я поддерж ан ия зад ан н ой скорости полета не потре бовалось уп равлен ие дви гателям и . П олет со скоростью 600 км/ ч в наш ем прим ере относится к первым реж им ам , отличаю щ им ся устойчивым равновесием сил Р п и Р р. Т еперь предполож им , что полет происходит со скоростью 300 км/ч и в начальны й момент имеет место равновесие P n— P v. П усть скорость ум еньш илась на ДУ. П илот, сохраняя гори зонталь ность полета, т ак увеличит угол атаки, что лобовое сопротивление (^*п) возрастет. П ри этом тяга Р р окаж ется меньш е сопротивления (Ри) и под действием отрицательной избыточной тяги будет проис ходить торм ож ение. Е сли пилот не увеличит воврем я тягу дви гате лей, торм ож ение будет н ар ас тать и сам олет не вернется к исходной скорости 300 км/ч. К а к видно, равновесие сил Р п к Р р п рискорости 4* 99 300 км/ч оказы вается неустойчивым, полет относят ко вторым ре ж и м ам . Главной особенностью второго реж и м а явл яется необходимость двойных действий ры чагом управлен ия д ви гател я (Р У Д ) при и з менении скорости полета. Ч тобы сохранить задан н ую скорость го ризонтального полета на втором реж им е, пилоту необходимо вни м ательно следить за скоростью и р аб о тать ры чагом управления: при уменьш ении скорости увеличивать тягу, при увеличении скоро сти — ум еньш ать тягу. В торы е реж им ы требую т более слож ного уп равлен ия не только д л я вы д ерж и ван и я зад ан н ой скорости, но и при переходе на новую скорость. И з рис. 56, б видно, что д л я н а руш ения равновесия в точке 1 и увеличения скорости до V = V i+ A V необходимо увеличить тягу до Р Р2 > Я Р1 . С ам олет р а з гонится, и вновь наступит равновесие сил Р-р2 = Р л , иначе необхо димо у п р ав л ять полетом на скорости второго реж и м а У2- Здесь д л я повыш ения скорости на AV необходимо вн ачале повысить т я гу до Рр 2 >-Р рь О дн ако если сохрани ть ее неизменной, сам олет р а з гонится в горизонтальном полете до скорости У2+ А У и наступит равновесие сил Р Р2 — Рп. Ч тобы прекратить разгон при скорости V2 + A V , необходимо после р азго н а на AV значительно уменьш ить тягу двигателей до Р р г <. Р р 1 . К а к видно из рис. 56, б, на вторых р еж и м ах увеличение скорости п отребовало двойного действия Р У Д : вначале необходимо увеличить тягу, затем д л я уравновеш и вания на новой скорости уменьш ить. Г раницей м еж д у первым и вторым реж и м ам и полета является д л я турбореактивного сам олета наивы годнейш ий угол атаки (для порш невого сам олета эконом ический). Если д л я порш невых сам о л етов полет на втором реж и м е не имел практического значения, поскольку полеты на углах атаки , превы ш аю щ их экономический, почти никогда не производились и з-за близости а эк к м аксим ально допустимому, то полеты реактивны х сам олетов (особенно н а вы сотах, близких к практическом у потолку) могут происходить на р еж и м ах, близких к наивы годнейш ему. У стан авл и ваем ая м иним ально допустим ая д ля эксплуатации скорость по зн ачен иям cynon часто бы вает меньш е наивы годнейш ей скорости. Н ап р и м ер , у Ту-124 м иним ально допустим ая скорость по прибору д л я всех полетных весов и высот — 300 км/ч (граница первы х и вторых реж им ов — 340—360 км/ч). В прим ере на рис. 56, а разд ел о м двух реж им ов полета у зем л и яв л яется н аивы годнейш ая скорость 360 км/ч. В горизонтальном полете с УНв необходимо т а к дроссели ровать двигатели, чтобы по л ет происходил на скорости, соответствую щ ей точке касан и я кри вых р асполагаем ой и потребной тяг (на рис. 56, а, точка Ь). П ри уменьш ении полетного веса н аивы годнейш ая скорость ум ень ш ается. В ыпуск ш асси и закры лков значительно сдвигает границу м еж д у первым и вторым реж и м ам и в сторону уменьш ения скоростей по прибору. Т ак, при выпуске ш асси она ум еньш ается до 320 км/ч (сспв = 7,5 °); при выпуске закры л ков на 10° — до 265 км/ч 100 / a > s l O ° ) ; при выпуске зак ры л ков на 30° — до 210 км/ч (а н в ^ 1 2 ) • К ак правило, заход на посадку и посадка сам олета происходят на первом реж им е. Чтобы не вывести сам олет на второй реж им при посадочном и взлетном полож ениях м еханизации кры ла, пило ту необходимо помнить скорости по прибору, соответствую щ ие р а з д елу двух реж им ов полета. § 4. В ЛИ Я Н И Е ТЕМПЕ Р АТУР Ы Н А Р У Ж Н О Г О ВОЗДУХА НА П О Т Р Е БН Ы Е И Р А С П ОЛ АГ АЕ МЫ Е ТЯГИ И зм енение тем пературы наруж ного воздуха приводит к измене нию тяги двигателей (гл. IV ). Т ем пература оказы в ает влияние на характер зависимости потребной тяги от скорости полета, что про является в смещении граф и ка потребной тяги влево при понижении t или вправо при повышении. Н а величину потребной тяги тем пе ратура наруж ного воздуха не влияет, так к а к Р п = - ^ > а К = ~ зависит от угла атаки и числа М. Р ассм отрим , почему происходит смещ ение кривой P n= f ( V, t°). И звестно, что в гори зонтальном полете на одном и том ж е угле атаки (или су) при разны х тем пературах долж но соблю даться условие 1 /2 Y = G = су 5р— . П ри понижении тем пературы и постоянном давлении плотность воздуха увеличивается. В этом случае д л я выполнения равен ства Y = G необходимо ум еньш ать потребны е скорости горизонтального полета (су неизм енны й). П ри уменьш ении ж е скоростей будут см е щ аться влево и кривы е потребны х тяг. С повышением тем пературы , наоборот, кривы е потребных тяг см ещ аю тся вправо, так как по требные скорости возрастаю т. В еличина потребной скорости д л я горизонтального полета з а висит от тем пературы следую щ им образом : = V r„ где Тст — значение тем пературы в условиях СА; Гст+А ^ — зн ач е ние тем пературы в условиях, отличных от стандартны х. Н и ж е д л я высоты 1 0 0 0 0 м п редставлены расчетны е скорости Д л я чисел М от 0,5 до 0,85 в стандартны х условиях и на ± 2 0 ° от личных от стандартны х: . Число М .......................... V км /ч , t C k ....... V »t Ck + 2 0 ° . . . У » t CA - 2 0 ° . . . 0 ,5 539 561 512 0 ,6 647 674 615 0 ,7 754 786 718 0 ,7 5 808 841 770 0 ,8 0 862 898 820 0 ,8 2 885 921 841 0 ,8 5 916 955 872 101 Г раф и к, иллю стрирую щ ий вы ш есказанное, представлен г^ на рис. 57. /z & К ак видно, одна и та ж е .. ЛПА величина P ni соответствует rni больш ей потребной скорости /; "If*?" \ д ля тем пературы , повышенной относительно стандартной на 20°, т а к к а к д л я tcA (точка А) i " i " имеем У к р е й с ь а Для / Са + 2 0 ° 11 Uскорость У к р ей с 2 > У к р ей сЬ укрейс^ Укрейсг К ривы е потребны х тяг д л я Укрейс, lJVtкреис. условий, отличных от стан дартны х, рассчиты ваю тся сл е Рис. 57. Влияние температуры наруж но дую щ им образом . В н ач ал е н а го воздуха на потребные и расп олага ходим плотность воздуха в но емые тяги самолета с двумя двигателями вых условиях. Н апри м ер, при (// = 10 0 0 0 м): t — потребные тяги; 2 — располагаемые тяги повышении тем пературы н а самолета руж ного воздуха на 2 0 ° при неизменном д авлен ии для И — 10 ООО м, Т = 223°К и / 7 = 1 9 8 мм рт. ст. получаем Г = 2 2 3 + •1/' + 20= 243°; h Yj ifr Р = 0 ,0 4 7 3 -f- = 0,0473 ~ = 0,0385 к Г - с е к 2/ м \ Этому значению р экви вален тн а вы сота полета 1 0 800 м. З атем , з а д а в а я с ь скоростью полета, определяем Су, а значения сх берем с поляры сам олета д л я разн ы х М. По формуле P n — CxSq определяем потребны е тяги. П ри определении числа М исходим из того, что при 7,= 2 4 3 ° К скорость зв у ка а = 3 1 2 м/сек (а д л я Г = 2 2 3 + 1 0 = 233° а = 306 м/ се к). Д ля Д £=30° на высоте 10 000 м уменьш ение плотно сти эквивален тн о увеличению высоты полета прим ерно до 1 1 000 м. Т еперь проан али зируем граф и ки потребны х тяг (см. рис. 57). П ри стандартной тем п ературе д л я получения скорости У крей с i на высоте 1 0 0 0 0 м необходимо установить число оборотов, при кото ром р асп о л агаем ая тяга будет р ав н а потребной (точка А ) . С повы ш ением тем пературы на 2 0 ° (на 9% от 223°К) кри вая Р п см естит ся вправо, а кр и вая Р р — вниз. Р асп о л агае м ая тяга в зависим ости от схемы и конструкции д ви гателя м ож ет уменьш ится на 5— 8 % (кривы е / са + Ю ° и ? с а+ 2 0 °). П ересечение кривы х располагаем ой и потребной тяг определит д р у гую скорость полета при неизменном реж им е работы двигателей. В частности, д л я тем пературы tcA+ 20° пересечения кривы х потреб ной и р асп олагаем ой тяги не происходит, что вы зы вает снижение сам олета. К ак видно из рисунка, истинная скорость полета д а ж е д л я тем пературы /с а + Ю ° ум еньш илась. С оответственно ум еньш ит ся и число М, т а к к а к скорость зв у ка будет не 300, а 306 м/сек ( м = - крейС4) I 306 ) 102 Таким образом , (д ля больш их полет- М ных весов) у ж е при повыш ении тем п ера туры воздуха на 10° значительно и зм ен я ется реж им п олета. шо Если ж е необходимо вы д ерж и вать преж нее (т. е. соответствую щ ее / са) чис ло М, д л я этого придется увеличить обо роты двигателей. Н а рис. 58 представлен а зависим ость потребной тяги от числа М. Т ак к а к P n = -Q-t то при разн ы х тем перату- ' ! и J-7 18 ] и рах потребная т я га одинакова, а рас^сам о* п олагаем ая тяга д л я одного и того Лета с двумя двигателями ж е реж им а работы двигателей меняется. ( # = 1 0 0 0 0 м, G = 5 0 0 0 0 кГ, Н априм ер, в условиях СА м ож ет быть режим работы двигателей получено число М = 0 ,7 9 , а при увеличеноминальный): J _ „ / — располагаемы е тяги; 2— НИИ тем пературы н аруж н ого воздуха на * потребная тяга 10° р ас п о л ага ем а я тяга ум еньш ается и точку ее пересечения с потребной тягой мы получим уж е на числе М = 0 ,7 . П ри увеличении тем пературы на 20° горизонтальны й полет вообщ е невозм ож ен. Е сли в новых условиях необходимо вы д ерж и вать п реж н ее чис ло М, надо увеличить обороты двигателей. И зм енение потребны х и расп ол агаем ы х тяг при изменении тем пературы н аруж н ого воздуха приводит к изменению летны х х а р а к теристик сам ол ета. П овы ш ение избы т ка тяги при пониж ении тем пературы против стандартн ой и при сохранении числа М полета приводит к увеличе нию вертикальной скорости сам ол ета и высоты практического потолка. Н а рис. 59 видно, что д л я сам олета с д ву м я д ви гателям и изменение высоты практического потолка (полетный вес 40 000 кГ) д л я ^са — 20° составляет прим ерно 650 м. В то ж е врем я д л я ^с а + 2 0 ° вы сота практического потолка ум еньш ается н а 1 100— 1 300 м. Р ассм отри м влияние тем пературы н аруж н ого воздуха на число оборотов двигателей. Д л я многих реактивны х д ви гате лей топливорегулирую щ ая ап п аратура Рис. 59. Зависимость практиче- ПРИ отклонении тем пературы от станского потолка от полетного ве- дартной сохраняет зад ан н ы е обороты, са самолета (самолет с двумя увели чи вая подачу топлива при пониI— абот двигателями^: ж ении тем пературы и ум еньш ая пода~ Рработает один двиг^тм* Чу ТОПЛИВЭ При ее ПОВЫШвНИИ. ОДНЭКО 103 сохранение числа оборотов неизменным не приводит к сохранению неизменной величины тяги двигателей. П оэтому д л я поддерж ания преж него числа М полета необходимо увеличивать тягу за счет повы ш ения оборотов двигателей. П отребное для этого количество оборотов можно определить по ф орм уле ^факт— ti ck у Тск * где Тфакт — тем п ер атура наруж ного воздуха в фактических условиях полета; Тф№т = Гса+Д ^Н апри м ер, если полет соверш ался на высоте 10 ООО м при М = 0,8 и числе оборотов 10 600 в минуту в условиях СА, то при повыш ении тем пературы на 1 0 ° д л я поддерж ан ия преж него числа М необходимо увеличить число оборотов до ^ 0 820 в минуту (Гфакт = 223 + 10° = 2 3 3 ° К \ «фзкт = 10 600 ] / Ц = 1 0 6 0 0 -1 ,0 2 = = 10820 о б / м и н ) . § 5. О П Р Е Д Е Л Е Н И Е М И Н И М А Л ЬН О ДО ПУ СТИ М ОЙ СКОРОСТИ Г О РИ ЗО Н Т А Л Ь Н О ГО ПОЛЕТА П ри установлении миним ально допустимой скорости исходят из величины С у д о п , полученной д л я соответствую щ их чисел М. М ини м ально допустим ая скорость горизонтального полета д олж н а в 1,25— 1,35 р а з а быть больш е скорости свали ван ия. Н апри м ер, д л я сам олета Т у -134 в летны х испы таниях было по лучено значение СуДОП= 1 ,3 5 (закры лки у б р ан ы ), что д л я веса 44 0 0 0 к Г определяет по прибору скорость свал и ван и я (по BCAR) VyMSo = 14,4 "j/" j 35- = 243 км/ч.. Тогда Ут1пдоп==(l,2 5 -j-l,3 5 )X Х 2 4 3 = 1,35-243 = 330 км/ч. З д есь использован коэф ф ициент 1,35, с избы тком обеспечиваю щ ий зап ас от н орм альны х реж им ов полета до реж им ов свал и ван и я (при достиж ении и превыш ении значений Су д о п ) • Ч асто, чтобы и зб еж ать запом инаний многих значений мини м ально допустимой скорости, в инструкции по летной эксплуатации у казы ваю т ее значение только д л я м аксим ального веса. З а миним альную скорость с отклоненными зак р ы л кам и обычно вы би раю т скорость, не менее чем на 2 0 % превы ш аю щ ую скорость свали ван ия. § 6. РЕ Ж И М Ы Г О Р И ЗО Н Т А Л ЬН О ГО ПОЛЕТА Д альностью полета н азы вается расстояние, пройденное сам о летом за врем я н аб о ра высоты, горизонтального полета и сн и ж е ния. Если полет соверш ается до полного вы горания топлива, то 1<М пройденное при этом расстояние н азы вается т е х н и ч е с к о й д а л ь н о с т ь ю . Д л я п ассаж и рски х сам олетов рассм атри вается обычно дальн ость полета с аэронавигационны м зап асом топлива (А Н З) при вы держ иван и и расписания полета (реком ендуем ы е р е ж и м ы ). Т ак к а к сущ ествую т различны е схемы вы хода сам олета из зоны аэр о д р о м а и н аб о р а высоты после взлета, сущ ественно м еняется и д альн ость полета за врем я подъем а на задан н ую высо ту. Н о дальность полета з а врем я н аб о р а высоты обычно относи тельно невелика, поэтому остановим ся на д альности гори зонталь ного полета. Д ал ьн о сть горизонтального уч астка пути зави си т от величины зап аса топ лива д л я горизонтального полета и от интенсивности его расходования, т. е. к и л о м е т р о в о г о расхода ск — расхода топлива на 1 к м пути. ■ Ч тобы определить количество топ лива д л я горизонтального уча стка полета GTrop д л я конкретного эш елона, необходимо из коли чества зап равлен н ого топлива вычесть все вспом огательны е расхо ды и А Н З . Н апри м ер, д л я сам олета с двум я д ви гателям и при взлетном весе 4 7 0 0 0 к Г и весе топлива на старте 14 000 к Г для горизонтального полета на высоте 10 000 м останется всего 8 000— 8 500 к Г топлива, т а к к а к около 2 0 0 0 —'2 200 к Г расходует ся н а взлет и .набор высоты, 800— 1 000 к Г н а сниж ение и заход по схеме, а 2 500 к Г составл яет А Н З. П ри полете с тем ж е взлетны м весом на меньшую дальность на том ж е эш елоне м еняется только количество топлива, потреб ное д л я горизонтального участка, а остальны е нормы расхода остаю тся примерно без изменения. П родолж ительность горизонтального полета определяется из соотнош ения сft ’ где сд — часовой расход топлива. Е сли д л я сам олета потребная д л я 600 0 кГ, а удельны й расход 0,8 полета ч ’ тяга составляет часовой расход составит 4 800 кг!ч. С в я зь м еж ду часовым и километровы м расходам и у ста н а вл и в а ется из таких соображ ений: за 1 ч полета д ви гатели расходую т Ськг топлива, за это врем я сам олет при ш тиле проходит расстоя ние, равн ое VAt (Д ^ = 1 сек). П оэтом у количество топлива, расхо дуемого на 1 к м пути, определяется по ф орм уле В этой ф орм уле скорость и зм еряется в ки лом етрах в час, если ж е ее изм ерять в м етрах в секунду, тогда с - к _ 0,1 3,6К‘ 105 Рис. 61. График удельной дальности для самолета Н = 10 000 м с двум я двигателями Рис. 62. К объяснению влияния скорости полета на часовой и километровый расходы топлива Ч асовой р асход топлива са = ср Ррасш но т а к к а к на лю бой ско рости горизонтального полета Р п = Рристь то Ch — cp Р п. Д л я ум ень ш ения скорости полета нужно уменьш ить число оборотов. Это при водит к увеличению удельного расхода. Н о с уменьш ением скоро сти полета ум еньш ается и величина Я п= Таким образом , при дросселировании д ви гател я ср растет, а Р а п ад ает. Ч асовой расход будет зави сеть от того, к а к будут изм еняться ср и Р. О к азы вается, что с уменьш ением скорости полета тяга ум еньш ается бо лее интенсивно, чем растет ср. П оэтом у ум еньш ается и Си- М ини м альн ая величина сн будет соответствовать VHB, при которой Ктах ' П ри V < VHb сд н ачинает возрастать, так к ак в озрастает Р п. С ледовательно, н аи бол ьш ая продолж ительность по лета на лю бой высоте будет при полете с наивы годнейш ей ско ростью. В ы ясним , к ак влияет высота полета на часовой расход. В § 2 этой главы было показано, что потребная тяга почти один акова по величине д л я одного веса на вы сотах полета до 10 000 м. Н о по треб н ая скорость с высотой возрастает. П оэтом у кривы е потребны х тяг с увеличением высоты см ещ аю тся в сторону больш их скоро стей (см. рис. 56). В связи с тем что р ас п о л ага ем а я тяга двигателей с высотой п а дает, кривы е изменения т я г по скорости с увеличением высоты см е щ аю тся вниз. П оэтом у если н а м алы х вы сотах необходимо дроссе лировать д ви гатели и этим значительно увеличивать удельны й расход, то на высоте, наприм ер, 1 0 0 0 0 м, требуется меньш ее дрослирование, и удельны й расход в о зр астает незначительно. П ри поле те на «потолке» д р оссели ровать д ви гатели вообщ е не приходится. П оэтому с увеличением высоты полета произведение cpPnmin ум еньш ается, чем и о б ъясн яется уменьш ение часового расхода. Кроме того, уменьш ению Ch. с высотой способствует и сниж ение удельного расх о да при постоянных оборотах. П оэтом у н аи больш ая продолж ительность п о лета сам олета с Т Р Д получается вблизи «потолка». Р еж и м наименьш его часового расхода прим еняется «ли при полете в зоне ож и дан ия, или при сильном (150— 200 км/ч) по путном ветре д л я вы д ерж и ван и я расчетного врем ени прибы тия. П осмотрим теперь к а к влияет выбор скорости полета на кило метровый расход. В ыш е было показано, что ск — • с ставив в эту ф орм улу значение сь = ср Р„, получим Д л я упрощ ения рассуж дений допустим, рости полета ср остается постоянным, т. е. шение тяги д ви гателя, ни с а м а скорость не последнего вы р аж ен и я д л я ск следует, что Подр с к= -у-. что с изменением скисчитаем, что ни умень влияю т на ср. Тогда из м иним альны й километР ровый расход будет на той скорости, на которой величина -^ м и н и м альна. Д л я определения этой скорости на рис. 62, б. В еличина — tg o воспользуем ся граф иком (угол <р об разован го ризонтальной осью и лучом, проведенны м из н ач ал а координат в любую точку кривой Р п) • П ри полете с наивы годнейш ей скоростью *£? = • , ' а при полете с м аксим альной tg ? = ■ 109 И з рисунка видно, что с уменьш ением скорости полета угол <р ум еньш ается и будет м иним альны м при скорости, соответствую щ ей точке касан и я лу ча и кривой потребной тяги. Эту скорость, при р которой м иним ально, обозначим У3. П ри дальнейш ем уменьш ении скорости угол ф н ачинает возрастать, т. е. увеличивар ется и -у- . Т аким образом , если считать удельны й расход по стоянным при изменении скорости, то (i_^ 1) rnin> а сл ед о в а тельно, километровы й расход миним альны м будет при скорости l-'з. К ак видно, Vz всегда больш е 1/Нв. Т еперь будем считать удельны й расход при изменении скорости непостоянным и учтем влияние на ср д росселирования д ви гателя. Если полет соверш ается с м аксим альной скоростью , то значение — ■ велико, число оборотов дви гателей номинальное, а потому величина ср здесь м иним альна. У меньш ая скорость, мы уменьш аем р -у- , но за счет д россели рован и я дви гателей увеличиваем сР. р Н а V3 величина - у - м иним альна, но здесь в озрастает ср, так как д ви гатели значительно задросселированы . С равн и вая эти два крайних полож ения, мож но прийти к выводу, что м еж ду Ушах и У3 о СрРп д о л ж н а сущ ествовать скорость, при которой —^ — минимально. Обы чно эта скорость немного больш е Уз и н азы вается скоростью м иним ального километрового расхода. Н а м алы х высотах для са м олетов с удельной нагрузкой 350—420 к Г / м 2 эта скорость равна прим ерно 450— 520 км/ч. . С ростом высоты полета истинная скорость, соответствую щ ая миним альном у килом етровом у расходу, увеличивается (рис. 63L М инимальны й километровы й расход до высоты 11 ООО— 12 ООО м ум еньш ается, а д ал ее начинает в о зрастать (рис. 64). Уменьшению километрового расх о да топлива с поднятием на высоту способстРп вуют уменьш ение величины ~ у GM„=S0T т /ч вследствие увеличения скоро- '■mir. ^ V « ■ ----- \ k0- J ^ кС/км 3,5 500 £р.0Л= « Т 250 Н,км 2,5 Рис. 63. Зависимость экономической скорости (скорости минимального ки лометрового расхода топлива) от высоты полета самолета с Т Р Д 110 Рис. 64. Влияние высоты полета на минимальный километровый расход топлива самолета с Т Р Д Рис. 65. Зависимость практического по- Рис. 66. Определение минимального толка и высоты минимального километ- километрового расхода топлива для рового расхода топлива от полетного разных скоростей полета самолета веса самолета с Т Р Д с ТРД сти полета и уменьш ения удельного расхода топлива. В данном прим ере высота 11000— 12 000 м н азы вается наивы годнейш ей. Д л я турбореактивны х сам олетов она на 1 0 0 0 — 1 2 0 0 м ниж е высоты практического потока, при полете на котором из-за больш их углов атаки создается значительное волновое сопротивление. П ереход на меньшую высоту, т. е. на меньш ие углы атаки, значительно сни ж ает это сопротивление и повы ш ает аэродинам ическое качество. К илометровы й расход зависит от качества следую щ им образом : ср Ск _ З Т G K V ' И з формулы видно, что километровы й расход обратно проп<ррционален качеству. Теперь мож но так сф орм ули ровать определение наивы годнейш ей высоты полета: высота, которой соответствует условие ( К V )max, н азы вается наивы годнейш ей или высотой н аи меньш его килом етрового расхода (если изменение скорости м ало сказы вается на величине удельного р асход а то п л и в а). Зави си м ость практического потолка и высоты миним ального ки лометрового расх о да от полетного веса сам ол ета с Т Р Д п о к а за на н а рис. 65, а на рис. 6 6 — зависим ость километрового расхода от скорости и высоты полета. И з последнего гр аф и ка видно, что километровы й расход м иним ален на вы соте 1 1 км при скорости 774 км/ч. Это й есть скорость VcKmIn. П олеты на меньш их и боль ших скоростях и на д ругих вы сотах ведут к повыш ению килом ет рового расхода. У становлено, что при скоростях, на 5— 8 % (30— 50 км/ ч) боль ших Vс кт!п> километровы й расход увеличивается в среднем всего на 1% (наприм ер, если ск т ш = 3 кГ/км, то он будет увеличен до 3,03 к Г/ км) и такой реж им будет оптим альны м для полетов на больш ие расстояния. Такой крейсерский реж им явл яется наиболее экономичным, так к ак характери зуется умеренны м расходом топли ва, допускаю щ им повыш енную ком мерческую загрузку. 111 Д л я полетов на расстоян и я 1 500— 1 700 к м реком ендуется н аи больш ий крейсерский реж им , где килом етровы е расходы выше, но увеличенная зап р ав к а не требует уменьш ения ком мерческой з а грузки, а увеличенная скорость сокращ ает летное врем я. Эти р еж и мы соответствую т на вы сотах полета 7 ООО—9 000 м м аксим альны м скоростям по прибору, а на больш их вы сотах полета м аксим ально допустим ому числу М. К илометровы й расход у сам олетов с Т Р Д не зави си т от тем пературы при M ^ c o n s t 1. Д ел о в том, что вы держ и вание числа М постоянным, наприм ер, при повыш ении тем пературы против стандартной (сохранение скорости по прибору неизменной) приводит к увеличению истинной скорости полета. Зн ачен ие потреб ной тяги при сохранении неизменного числа М полета (см. рис. 59) та к ж е остается неизменным, а удельны й расход топлива с повы ш е нием тем пературы во зрастает. В итоге возрастан и е удельного р а с хода и истинной скорости полета при неизменном значении по требной тяги приводит к тому, что килом етровы й расход топлива остается неизменным. Р ассм отри м гр аф и к удельной д альности (см. рис. 61). Д ля каж д о й высоты полета строится отдельны й граф и к. Л иния 1 хар актер и зу ет номинальны й реж им раб оты д ви гател я д л я р азл и ч ны х tHav> линия 2 соответствует изменению удельной дальности для реж им ов о ж и дан ия ОТ У ктах до 1,15 V K m ax- Л инии удельной д а л ь ности 9 нанесены д л я полетных весов 35 000— 50 000 к Г в зав и си мости от скорости полета (числа М) в стандартн ы х условиях и отличных от них на ± 1 0 и ± 2 0 °. Г р аф и к удельной дальности п озволяет определять: 1 ) по задан н ой скорости, среднем у полетному весу реж им р а б о ты двигателей и килом етровы й расход; 2 ) по зад ан н о м у килом етровом у расходу и среднем у весу ско рость полета и реж им работы двигателей; 3) по реж им у работы двигателей и среднем у весу скорость поле та и килом етровы й расход топлива и т. д. Н апри м ер, д л я ореднего полетного веса 41 000 к Г при п = 1 0 900 о б /м и н (в условиях £са) уд ел ьн ая дальность равн а 0,282 к м / к Г — точка 3, которой соответствует ск = 3,54 кг/км. П ри этом скорость полета 885 км/ч (М = 0 ,8 2 2 )— точ ки 4 и 5. Д ругой пример. П ри « = 1 0 900 об/мин в условиях fcA+ Ю 0 для среднего полетного веса 41 000 к Г (точка 6 ) число М — 0,78 (точка 8 ) и V — 8 6 & к м/ ч (точка 7). П ри этом ск = 3,23 к Г / к м = 0 ,3 0 9 к м / к Г ) . Д ля скорости 870 км/ ч (iM.— 0,808) в условиях t c \ при среднем полетном весе 45 000 к Г необходим номинальный реж им ( м = 10 900 о б/мин). Р еж и м ы полета с наименьш им часовым ‘расходом топлива в пределах от VKraax до 1Д5— 1,2 V K m a x по нормам летной годности долж ны пом ещ аться в инструкции по летной эксп луатац и и само1 «Динамика .полета летательных аппаратов». П од ред. А. М. Т а р а с е н к о в а. И зд. ВВИА имени Н. Е. Ж уковского, 1966, 331 с. 112 ^ лета. В качестве примера рассмотрим граф и к для реж им а 1,1 Vnmax Самолета с Т Р Д (рИС. 67). Д л я каждого веса сам олета сущ ествует скорость по прибору, соответствую щ ая полету с наименьш им часовы м расходом топлива. Своеобразное протекание характери сти к удельного расхода топли ва н а средних и больш их вы сотах на реж и м ах работы двигателей 0 ,4 — 0,5 ном инального приводит к тому, что на вы сотах от Н = 0 до # = 7 5 0 0 — 8000 м часовой расход ум еньш ается, а затем на вы сотах 8000— 10000 м в озрастает на 50— 80 кГ/ч. Н апри м ер, для 0 = 4 0 000 к Г на высоте 2000 м Сь = 2000 кГ/ч, а на высоте 10 000 м (при той ж е скорости по прибору 438 км/ч) Ch = 2040 кГ/ч. С коро сти 438 км/ч на высоте 10 ООО м соответствует истинная скорость 735 км/ч. В лияние изменения тем пературы наруж ного воздуха ск азы вает ся следую щ им образом . П ри увеличении тем пературы расход топ лива во зр астает, т а к к ак необходимо увеличивать число оборотов д ви гателя д л я п одд ерж ан ия постоянной скорости наименьш его ч а сового расх о да (при понижении тем пературы , наоборот, расход топлива ум ен ьш ается). Н а крейсерских: вы сотах полета сам олета с ТРД ( 8 — 11 км) тем п ература воздуха практически изме- Рис. 67. Часовые расходы топлива в режиме ож идания самолета с Т Р Д при работе двух двигателей, закрылки убраны, режим 1,1 V K max 113 няется на ± 1 0 — 15°. Если тем пература повысится на + 1 0 °, то ч а совой расход топлива увеличится на 2,5% : П овы ш ение тем пературы на к аж д ы е 5° приводит к увеличению часового расх о да на ~ 1 %. § 7. О П Р Е Д Е Л Е Н И Е П О Т РЕ БН О ГО КОЛ ИЧЕСТВА Т О П ЛИ В А Д л я определения расхода топ лива при полете на разли чн ы е р а с стояния на разны х вы сотах и при различном ветре д л я сам олетов первого поколения (Ту-104 и др.) строится специальны й граф ик (рис. 6 8 ). При расчете такого прафика приним ается средний крей серский реж им работы двигателей, а километровы й расход на 1 % больш е минимального. Этого достаточно д л я обеспечения зап аса топлива в случаях, если полет вы полняется с повыш енной или уменьш енной скоростью по сравнению с реж им ом миним ального расхода. Р еж и м ы н аб ора высоты и сниж ения сам олета практически во всех полетах одинаковы . П оэтом у затр аты времени и топлива для них мож но считать постоянными, зависящ им и только от высоты, выбранной д л я данного полета. Р асстоян ие, которое проходит с а молет за врем я н аб о ра высоты и сниж ения, т а к ж е зави си т только от высоты. Если н у ж н о точно определить д альн ость полета или з а пас топлива в особых случаях (специальны е п олеты ), необходимо построить такой ж е граф и к д л я задан н ого реж им а. По граф ику _ 500 1000 1500 2000 2220 2500 3000 Ключ 3500 400О Расстояние между аэропортами посадки., к м Рис. 114 Зависимость общего расхода топлива от расстояния, высоты и ветра для самолета с Т Р Д рис. 6 8 д л я лю бой точки мож но без вычислений определить, како е рас стояние пролетит с а м о лет, и зрасход овав оп ре деленное количество топ л ива. Н апри м ер, точке 4 соответствует зап ас топ л ива 7750 к г и д альн ость полета (в ш тиль) 2220 к м на высоте 1 0 0 0 0 м. В нижней части гр аф и ка даны поправки, учиты ва ющие влияние ветра. Е сли треб уется о п р е делить расход топ лива для полета на р ас сто я ние 1700 к м н а высоте 8 0 0 0 м при скорости по путного ветра 175 км/ч, то необходимо от точки /, соответствую щ ей р а с стоянию 1700! км, идти вдоль наклонны х линий, учиты ваю щ их ветер, до соответствую точки щей скорости попутного ветр а 175 км/ч. З атем подняться вертикально вверх до зад ан н о й вы со ты 8000 м (точка 3') и ■здесь прочитать расход топлива: 5500 кГ. П р и б а вив иавигационны й з а Рис. 69. Определение количества топлива, пас, невы рабаты ваем ы й необходимого для полета самолета с Т РД : остаток и топливо на ру / — расходуем ое топливо соответствует коммер нагрузке 8200 кГ; 2 — расходуем ое топли ление, мы получим коли ческой во соответствует коммерческой нагрузке 5000 кГ чество топ лива, которое необходимо зап р ав и ть в баки сам олета. Д л я полета на ту ж е дальность при скорости встречного ветра 80 к м/ ч (точка 2 ) на вы соте 7000 м потребуется 8000 кг топ лива (точка 3). Д ля сам олетов второго поколения с Т Р Д количество топлива, потребиое д л я перевозки ком мерческой н агрузки на з а данную дальн ость с учетом эквивалентного ветра, определяю т по граф ику рис. 69. Г р аф и к строится для эквивалентной дальности, ■определяемой из соотнош ения V крейс ^ э к в — /-з а д а н т/ „ , 117 V креис ± w 115 Н апри м ер, если зад ан н ая дальн ость полета составляет 1 500 км, а продольная со ставляю щ ая встречного ветра 1 0 0 км/ч, то д ля полета со скоростью 850 км/ч потребное количество топлива необ ходимо определять д л я эквивалентной дальности 1 700 м, т. е. 1 ЭКВ = 1500 ^ 5° 100= 1 7 0 0 км. По граф ику рис. 69 это составит 6500 к Г д л я GKOm= 8200 кГ. К оличество зап р авл яем ого топлива на полет больш е на величину О ан з- В граф и ке учтено количество топлива, необходимого на з а пуск двигателей и руление сам олета (200 к Г ) , н а взлет (250 к Г) , посадку и м аневрирование (полет на высоте к р у га ), руление после посадки (500 к Г ) , набор вы соты ,горизонтальн ы й полет и снижение. С ум м ар н ая величина этих компонентов составляет величину рейсо вого топлива. П ри обработке м атер и ал а летны х испытаний по расходам топ лива обычно определяю т высоты полета, наивы годнейш ие по себе стоимости перевозок в зависим ости от д альности беспосадочного участка полета (рис. 70). К ак видно, д л я полета н а дальн ость 500 к м крейсерская вы сота составл яет 8300 м, а на 1500 км — 10 100 м. К рей серская скорость здесь составляет 870— 845 к м/ ч со ответственно. П ри полетах на дальн ость свы ш е 1900— 2000 км крейсерская скорость с целью сохранения наименьш ей себестоимо сти эксп луатац и и ум еньш ается до 750 км/ч. К рей серская высота при этом сохраняет почти п реж н ее значение. И з гр аф и ка видно, что д а ж е при дал ьн остях полета 200—300 к м полеты необходимо вы полнять на вы сотах 4200—6000 м, т а к к а к только в этом слу чае расход топлива будет наименьш им. В ы полнять полеты на эти расстояния на вы сотах 1200— 1500 м (на них летаю т, наприм ер, сам олеты И л -14) нецеле сообразно, т а к к а к из-за больш их часовы х расхо дов и небольш их истин ных скоростей полета (570— 600 км/ч, скорости по прибору 480— 550 км/ч) километровы й расход д о вольно значителен. § 8. ПОЛЕТ «ПО ПОТОЛКАМ» Рис. 70. высоты 116 С уменьшением по летного веса са м ол ета высота минимального к и лометрового расхода (наЗависимость крейсерских скорости и ивыг°ДнеЙшая высота) от дальности полета д л я самолета в озрастает (СМ. рис. о о ) . с трд Э та зависим ость и ис- пользуется при полете по «потолкам». Вес сам ол ета при полете на м аксим альную дальн ость ум еньш ается н а 30— 35% начального веса. Д л я того чтобы сам ол ет все врем я л етел на реж им е сКтш. необходимо по мере вы горания топ лива постепенно увеличивать высоту полета. П ри этом плотность воздуха д олж н а ум еньш аться пропорционально уменьш ению полетного веса. Т акой полет и н а зы вается полетом по «потолкам». В этом сл уч ае м ож ет быть д о стигнута н аи бо л ьш ая дальность. В процессе так о го полета сам ол ет все врем я будет находиться на 1 0 0 0 — 1 2 0 0 м ниж е потолка. С ам олеты гр аж дан ской авиации п роизводят полеты на за д а н ных эш елонах. О днако пилоту небезы нтересно зн ать и особенности полета по «потолкам», с необходимостью выполнения которого он мож ет встретиться, наприм ер, при внетрассовом полете и в д р у гих случаях, когда потребуется достиж ение м аксим альной д а л ь ности. Р ассм отри м вы полнение полета по «потолкам » на прим ере с а молета с Т Р Д (рис. 71). И сходной д л я полета будет высота 11 000 м. Э та вы сота (допустим ая из условия воздействия на са молет вертикального поры ва силой 1 0 м/сек) будет в н ачале поле та соответствовать ф актическом у весу сам ол ета 42 620 к Г (полет внетрассовы й). Н а этой высоте (р = 0,0372 к Г - с е к 2 / м4, вес топ лива 11 120 кГ) пилот д олж ен установить скорость горизонтального полета Ус к min> которая д л я данного случая соответствует числу М = 0 ,6 9 (У = 7 4 2 к м/ ч ) . Э та скорость вы д ерж и вается в течение всего поле та. П рим ерно за 4,18 ч полета расходуется около 8000— 8500 к Г топлива, т. е. 18— 20% начального веса сам олета. Н а столько ж е уменьш ается плотность воздуха: 0,0372-81,5 = 0,0303 (81,5% плотности на Я — 1 1 0 0 0 м ) , а это значит, что сам олет окаж ется на высоте 12 300 м (см. таб л. стандартной атм о сф еры ), т. е. н аберет 1300 м вы со ты, имея вертикальную скорость 25Ь60 = 0,08 м/сек. В ы держ ать такую скорость по вариом етру, пилотируя самолет по тонкой стрелке ук азател я скорости КУС1200, затруднительно. П р а ктически легче вы д ерж и вать неизменным число М по указател ю числа М, т а к как цена деления у этого прибора 0,01. Н а вы сотах 11 000— 13 0 0 0 м тем пераТУРУ воздуха, а сл ед о в а тельно, и скорость звука Принимают неизменными Рис. 71. Профиль полета по «потолкам» (самолет с двум я двигателями, М = 0,69, я = 8 8 % (co n st), 1 Об щ = 3 340 км в ш тиль): а — на наивыгоднейших высотах; б — «пото лок»; в — при ограничении высоты по по летному весу; / — взлет, С = 44 500 кГ, GT = 13 000 кГ; 2 — начало полета по потолкам, G — 42 620 кГ, СТ= 1 И 2 0 кГ; 3 — конец полета по потолкам, G = 35 800 кГ, GT= 3 300 кГ; 4 — конец снижения; С = 35 400 кГ, С т = 2 900 кГ 117 сУг.п, ^Удпп 1.0 0.5 0,5 0,8 М Рис. 72. Совмещенные графики зависимости коэффициента с у г.п и сУдоп от числа М полета самолета Ту-124 поэтому при П О С Т О Я Н Н О М числе М истинная ско рость тож е будет посто янной. В данном примере при изменении веса н а каж д ы е 1000 к Г высота полета увеличивается н а 150— 170 м. В полете по «потол кам » необходимо вы дер ж и в ать постоянными чи сло оборотов двигателей и число М. Если тем п е р ату р а в о зд у х а будет изм еняться, обороты следует изм енять на 1 % н а каж д ы е 5° (ум еньш ая при понижении и увели- чивая при повышении тем п ературы ). Л етны м и испытаниями установлено, что при полете по «потол кам » дальн ость м ож ет возрасти всего на 3— 8 %. П олет по «по толкам » м ож ет быть в основном использован при отказе двигателя, когда необходимо долететь до места назначения. § 9. ДО П У СТИ М Ы Е ВЫСОТЫ ПОЛЕТА Э ксп л у атац и я реактивны х сам олетов, имеющ их больш ие "прак тические потолки (11 500— 13 000 м) , п о к аза л а, что не всегда име ется возм ож ность л етать не только на этих вы сотах, но д а ж е на вы сотах м иним ального километрового расхода (наивыгоднейш ие высоты, см. рис. 65). Д ел о в том, что вы сота полета скоростного сам о л ета вы бирается из условий обеспечения зап а с а по углу атаки при попадании в вертикальны й порыв воздуха. В гл. X III будет рассм отрено действие вертикального поры ва на сам олет, а сейчас п роан али зируем влияние веса сам олета н а выбор допустимой вы со ты полета (рис. 72). Р ассм отри м полет сам олета, имеющего д ва д ви гателя, при весе 34 Т на высоте 10 000 м и скорости, соответствую щ ей числу М = 0 ,7 5 , и выясним, какую , с точки зрения безопасности, можно допустить перегрузку при вертикальном м аневре. К ак видно из рисунка, д л я указан н ы х высоты и числа М сам олет будет иметь сУт п = 0 , 3 и сУдоп = 0 ,7 1 5 . С ледовательно, зап ас по су будет равен АСУ= СУД0П-СУГ. п = 0 , 7 1 5 - 0 ,3 = 0,416. П ри воздействии вертикального порыва или при м аневре этот зап ас м ож ет быть и зрасходован и тогда сам олет выйдет на с Ул0П Д л я этого необходимо, чтобы п ерегрузка 118 I . Это будет значение допустимой перегрузки. К аж д ом у числу М ' •(неизменный вес) соответствует определенное значение сУг п. Соединив точки, соответствую щ ие этим значениям , получаем зав и симость с Уг п= / ( М ) (см. рис. 72). В д и ап азон е чисел М = 0 , 7 — 0,76 запас по су м аксим альны й. П ри больш их числах М, в особенности при М > 0 ,8 , зап ас по су сн и ж ается. У м еньш ается этот зап ас и с увеличением высоты полета при неизменном весе и веса сам олета при постоянной высоте. Д л я пассаж и рского сам олета необходимо, чтобы при воздейст вии эф ф ективного индикаторного поры ва 10 м/ сек сам олет вы хо дил на су не более сУлоп. П оэтому, чтобы не превысить су доп и не выверти сам олет на сваливание, устан авл и ваю тся допустим ы е ско рости и высоты полета в зависим ости от полетного в еса (см. рис. 59). Так, д л я сам олета И л-62 в зависим ости от веса установ лены следую щ ие вы соты полета: В ес, т ....................... Высота, м . . . . 155 9750 150— 130 10 000 130— 110 11000 110 и меньше 12 000 Уменьш ение веса за счет вы горания топлива увеличивает з а пас по су (по вертикальном у поры ву), поэтому высоты полета м о гут быть увеличены. Точно так ж е с уменьш ением высоты, напри мер до 5000 м, зап ас по су и порыву возрастает. Д л я М = 0,6 ( F = a M = 3 20-0,6 = 198 м/сек) с Уг п = 0,24, а с Удоп= 0 ,9 2 (см. рис. 7 2 ). В этом случае допустим ая по су перегрузка будет равн а _ 0 ,9 2 ооо пУаоп — 0,24 П ринятое эш елонирование сам олетов через к аж д ы е 600 м в од ном направлении до высоты 9000 м увеличивает количество эш ел о нов и позволяет вы бирать наивы годнейш ие высоты. Высоты поле та по «потолкам» соответствую т, к ак правило, допустимым высотам полета. О граничение по высоте полета яв л яется не единственным для скоростного п ассаж и рского сам олета. В торым ограничением я в л я ется допустимое число М д л я полетов на больш их вы сотах. К ак п оказал а летн ая эксп л уатац и я, наивы годнейш ие по числу М и вы соте реж им ы крейсерского полета незначительно отличаю тся от безопасных реж им ов по условиям встречи с мощ ны ми восходящ ими порывами. § 10. ОТКАЗ Д В И Г А Т Е Л Я В П О Л ЕТЕ В случае о тк а за д ви гателя на вы сотах 8000— 10 000 м сам олеты с турбореактивны м и д ви гателям и не могут п родол ж ать гори зонтальны й п олет. И звестно, что в полете на высоте ниж е потолка и при скорости меньш е м аксим альной д ви гатели в той или иной степени задрооселированы . Это относится и к крейсерским реж и мам полета. Н еобходим ость уменьш ения числа оборотов д ви гателя на этих р еж и м ах приводит к росту удельного расхода топлива. При отказе одного д ви гател я пилот вы нуж ден установить работаю щ им 119 д ви гателям номинальным р е ж им (разреш аем ы й д л я д л и тельной эк сп л у атац и и ), что долж но снизить удельны й р а с ход. О днако в этом случае воз растает лобовое сопротивление за счет авторотации ком прес L,ku сора и турбины отказавш его д ви гател я (наприм ер, при V = 6 0 0 — 620 км/ч на высоте 4000— 5000 м сопротивление Рис. 73. Профиль полета самолета с днуавторотации составл яет 150— мя двигателями при отказе одного из них через 45 мин после взлета при 300 к Г ) и увеличивается ки л о У? = —50 км/ч (остаток топлива 1 880 кГ метровый и часовой расходы при А Н З = 2 500 кГ): топлива. а —место отказа, G = 4 1 490 кГ\ б — По тактико-техническим траектория снижения, t = 37 мин, L — требован иям д л я ближ нем аги= 316 км\ в — полет с набором высоты, <3На ч = 4 0 540 кГ; конечны й—36 940 кГ; стральны х сам олетов рассм ат/ — взлет, G— 44 000 кГ\ 2 — начало гори ри вается отказ через 45 мин зонтального полета, G — 42 370 кГ; 3 — вес после взлета. Н апри м ер, для сам олета перед посадкой 36 830 к Г сам олета с двум я Т Р Д при отк азе дви гателя горизонтальны й полет на вы сотах более 6500— 7000 м становится невозм ож ны м , сам олет будет сн и ж аться (рис. 7 3 ). Д л я сам олетов с трем я и четы рьм я д ви гателям и при о тк а зе одного из них уменьш ение высоты не столь значительно. Вы сота, на которой сам олет летит без сниж ения, будет по сути д ел а начальной высотой полета по «потолкам» с одним н ер аб о таю щ им двигателем . П ри отказе д ви гател я необходимо добиться наименьш ей скоро сти вертикального сниж ения (вы работкой то п л и в а), затем продол ж а т ь горизонтальны й п олет с одним неработаю щ им двигателем . С н и ж аться ц елесообразно на номинальном реж им е, постепенно ум еньш ая вертикальную скорость. С корость по прибору д л я к а ж д о го сам о л ета зависит от удельной н агрузки на кры ло и тяговооруж енности. Н апри м ер, д л я сам ол ета с двум я д ви гателям и и уд ель ной н агрузкой 350 к Г / м 2 бы ла получена скорость по прибору 430 км/ч. С ниж ение с высоты 10 000— 11 000 м до высоты п ракти ческого потолка с одним неработаю щ им д ви гателем происходит за 35—45 мин. З а это врем я сам олет пролетает расстояние 350—500 км. П ри необходимости продолж ения полета пилот д олж ен переве сти сам олет в реж им полета по «потолкам» и тогда сам олет п ро летит ещ е 650— 1000 к м с набором высоты. Средний километровый р асх о д топлива д л я сам олета с двум я турбореактивны м и д в и га телям и на этом у ч астке полета составит около 3,5 кГ/км, что при мерно на 0,5 к Г/ к м больш е, чем на высоте 1 0 000 м при двух р аб о таю щ их д ви гателях. Т аким образом , дальн ость полета с одним не работаю щ им д ви гателем всегда меньше. Выигрыш в д альности полета с одним неработаю щ им д ви гате 120 лем м ож ет быть получен, если первоначально весь полет п лан и ро вался (и з-за занятости верхних эш елонов или по другим причи нам) на низш ем эш елоне, наприм ер на высоте 6000— 7000 м. Н а пример, д л я сам олета с Т Р Д на этой высоте и скорости 800 км/ч часовой расход топлива составляет 3100 кГ/ч, а километровы й _ ^ 2 _ = 3 ,8 8 кГ/км. В случае ж е о тк аза одного д ви гателя мож но проoUU д о л ж ать полет на высоте прим ерно 5000 м и скорости 620 км/ч, при этом второй д ви гател ь будет р аб о тать на номинальном р еж и ме с часовы м расходом 2200— 2300 кГ/ч. К илометровы й расход составит около 3,6 кГ/км, т е. будет меньш е, чем при полете с двум я д ви гател ям и (для рассм атри ваем ой вы соты ), и д альн ость полета возрастет. Г л а в а V II В ЗЛ ЕТ НЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ САМОЛЕТА ПРИ ВСЕХ РАБОТАЮЩИХ Д В И Г АТ Е ЛЯ Х § 1. Р У Л Е Н И Е С овременны е п ассаж и рски е сам олеты оснащ ены больш им ком п лексом вспом огательны х систем, поэтому перед н ачалом руления необходимо выполнить п редварительн ы е операции. В инструкции по летной эксп луатац и и к аж д ого сам олета подробно указан о, что долж ен выполнить э к и п а ж на каж д о м участке руления к старту. С ам олеты с д ви гател ям и в хвостовой части ф ю зел яж а и с д ви гателям и в кры ле к а к и многие другие сам олеты об ладаю т уд овл ет ворительны ми рулеж ны м и характери сти кам и . М алое плечо тяги, например у сам олета Ту-134 (2,45 м ) , не ухудш ает м аневренны х свойств сам олета. Д ел о в том, что все соврем енны е реактивны е с а молеты имеют уп равляем ую передню ю стойку, что позволяет л ег ко вы полнять развороты и отвороты, а т а к ж е вы д ерж и вать н ап р ав ление на р азб еге и пробеге. Б л а го д а р я ш асси с носовым колесом обеспечивается хорош ая устойчивость пути при рулении по В П П и рулеж ны м до р о ж кам . Н апри м ер, на сам олете И л-62 колеса перед ней ноги ш асси уп р авл яю тся из кабины специальны м ш турвалом , который располож ен на основном ш турвале ком ан ди ра ко раб л я. Угол поворота передней стойки ш асси составляет 55°, в обе стороны. Б о л ь ш ая б а за (24,5 м ) , у зк а я колея ш асси (6 , 8 м) и наличие хвостовой опоры (отличительны е особенности сам о л е та) не меш аю т р азв о р о ту сам ол ета на 180° при ш ирине полосы 60 м. У сам о л ета Ту-154 угол поворота передней стойки от пе д алей т ак ж е составл яет 55°, потребная ш ирина В П П д л я р а з ворота н евелика и составл яет 45 м (рис. 74). М инимально д о пустимый радиус р азв о р о та — 9,6 м, считая от тележ ки главной ноги ш асси. П ри этом наименьш ий радиус дорож ки качения колес передней стойки равен 24,6 м. Н а р азб еге и пробеге (когда выпущ ены зак ры л ки ) угол пово рота передней стойки небольш ой, наприм ер д л я Ту-134А 5° и д л я 121 Ту-154 8 °. Т акое ум еньш е ние угла не ухудш ает м а невренности сам ол ета на разб еге и пробеге. Скорость руления на разворотах и вблизи препятствий долж на быть небольш ой, обычно она составляет 10— 15 км/ч. Н а прям ы х и свободных участках дорож ки скорость руления вы би рается в за в и симости от ширины р у л еж ной дорож ки , состояния поверхности аэрод ром а, н а личия препятствий и т. д. Р азв о р о ты и отвороты помимо управлен ия носо вой стойкой вы полняю тся так ж е за счет созд ан и я не симметричной тяги и р а з Рис. 74. Схема разворота самолета Ту-154 дельны м торм ож ением п р а вой и левой тел еж ек шасси. Р ы ч а ж н а я подвеска ш асси и м я гк ая ам орти зац и я устраняю т тр я с ку при рулении. С ам олеты с Т Р Д (та к ж е и с Т В Д ) могут рулить и по разм окш ем у дерновом у покрову аэрод ром а и по неукатанному снеж ном у покрову. Н али чие четы рех— ш ести колес на каж д ой основной стойке ш асси обеспечивает равном ерное распределение н агрузки на поверхность аэрод ром а; при сниженном давлении в п невм ати ках колес (до 4,5—6 к Г / с м 2) повы ш ается проходимость на грунтовы х аэродром ах. П ри эксп луатац и и сам олетов на бетони рованны х полосах д авлен ие в п невм атиках составляет 6,5— 9,5 к Г / с м2. П ри эксп луатац и и сам олета н а грунтовы х аэрод ром ах почва по вреж д ается колесам и шаоси при рулении, взлете и посадке, о б р а зую тся колеи; пыль от струй реактивны х двигателей ухудш ает видимость летной полосы эк и п аж ам сам олетов, находящ ихся и воздухе и следую щ их на посадку. § 2. М ЕТО Д Ы ВЗЛЕТА 'Взлетом н азы вается дви ж ени е сам олета от момента старта до н абора условной высоты препятствий на подходах к аэродром у и приобретения безопасной скорости взлета. По Н Л Г С С С Р Я усл= 10 м, по требован иям И К А О и норм ам BCA R Я усл= 10,7 м (35 ф утов). В ы сота Н уел отсчиты вается от уровня В П П в точке отры ва сам о лета. Взлетной д и с т а н ц и е й н азы вается путь, проходимый сам олетом при взлете от линии старта (точки н ач ал о р азб ега ) до точки траектории на # усл, в которой сам олет достигает безопасной 122 скорости взл ета. Б езопасной скоростью взлета Убез ( V 2 по BCAR) н азы вается н аи м ен ьш ая скорость полета, при которой д опускается выполнение дальнейш его н аб о р а высоты (по достиж ении сам ол е том Н уел). Д л я сам олетов с количеством двигателей свы ш е двух величина безопасной скорости взлета яв л яется наименьш ей ск о р о стью полета, при которой р азр еш ается производить дальнейш ий набор высоты в случае п родолж ени я в зл ета с отказавш и м кри ти ческим д в и гате л ем 1. В злет сам о л ета (рис. 75) состоит из двух этап ов: а) р азб ега до скорости отры ва; б) о тры ва и разгон а от скорости отры ва до без опасной скорости первоначального н аб ора высоты (по BCAR V 4 ) с одновременны м набором высоты. Б о л ьш ая тяговооруж енность современны х реактивны х сам оле тов позволяет ср азу после отры ва переводить их в набор высоты с одновременны м разгоном сам ол ета до скорости н аб ора V 4 по наклонной траектории. Т раектори я н аб ора высоты при этом полу чается криволинейной, угол н акл он а ее постепенно увеличивается. Н априм ер, д л я сам о л ета Т у -134 тяговооруж енн ость составл яет 0,3, д л я Т у -154 — 0,34 и д л я И л-62 — 0,26 к Г тяги/ к Г веса. В ы д ерж и вание после отры ва, прим еняем ое д л я разгон а порш невых сам оле тов перед тем « а к перевести в набор высоты, д л я турбореактивны х сам олетов отсутствует. / / / / - КПБ --------------------- y L — пвп ВП П КПБ 10 Рис. 75. Схема взлета самолета и траектория начального набора высоты: t — начало старта; 2 — разбег; 3 — разгон с набором высоты; 4 — место отрыва самолета; 5 — взлетная дистанция; 6—траектория первоначального набора высоты при 100-процентной Тяге Двигателей; 7—фактическая траектория продолженного взлета с одним неработающ им Двигателем; 8 — место отрыва сам олета с одним отказавш им двигателем ; 9 — длина разбега (фактическая) с одним отказавш им двигателем ; 10 — воздуш ный участок продолж енного взлета; 7 / — взлетная дистанция самолета с одним отказавш им двигателем 1 Д вигатель, отказ которого вызы вает наиболее неблагоприятные изменения в поведении самолета, управляемости и избытке тяги, называется критическим. 123 Р а з б е г д о с к о р о с т и о т р ы в а . К ак и перед началом рулен и я эки п аж на исполнительном старте перед началом разб ега долж ен выполнить установленны е инструкцией по летной эк сп л у а тац и и операции. К ним, в частности, могут относиться установка стаби л и зато р а во взлетное полож ение, вы пуск закры л ков, п ред кры лков и т. д. К ак правило, взлет сам олета производится с откло ненны ми зак р ы л кам и , при полностью заторм ож ен н ы х колесах ш а с си и использовании взлетного реж им а д вигателей. Д л я этого дви гатели вн ачале вы водятся на обороты взлетного реж им а, а затем то р м о за плавно отпускаю тся. М ощ н ая торм озн ая система совре м енны х самолетов п озволяет до н ач ал а движ ения сам олета уб е д и ть ся в норм альной раб оте д ви гателя. Н а рис. 76 п оказан граф и к зависим ости коэф ф ициента подъ ем ной силы Су от угла атаки и п оляра сам олета д л я взлетного по л ож ен и я зак р ы л ко в и предкры лков. Угол отклонения закры л ков на взлете вы би рается из условия обеспечения безопасности при отказе •одного д ви гател я н а р а зб еге и достаточности располагаем ой д л и ны В П П при расчете по п ар ам етр ам Д и Р (по B C A R ). В качестве прим ера р ассм атр и вается сам олет, имеющий трехщ елевы е в ы д ви ж н ы е зак р ы л ки (больш ое значение с Уо1р). Р а зб е г сам олета до мом ента н ач ал а подъем а передней ноги принято производить в стояночном полож ении (на всех стойках .ш асси). В ы держ иван и е н ап равлен ия в н ач ал е р азб ега осущ ествля- Рис. 76. Зависимость от а и поляра са молета, имеющего трехщелевые закры л ки и предкрылки: а — поляра самолета с выпущенным шасси и закрылками, откло ненными на 15°, и предкрылками на 20°; б — та ж е поляра с учетом влияния э к р а на земли при разбеге ется управлением колес передней ноги, а три скорости 130— 160 км/ч, когда руль н ап равлен ия становится достаточно эф ф ективны м , отклонением руля н ап р ав л ен и я в нуж ную сторону. О тры в сам олета при создании взлетного угл а атаки происходит обычно без дополнительного перем ещ ения ш ту р в ал а на себя по достиж ении скорости отры ва. В ы вод сам олета на угол атаки, при котором произойдет подъем передней ноги и последую щ ий отры в сам олета, начинается з а р а нее и д олж ен производиться плавны м и непреры вны м движ ением ш турвала на себя. С ам олет из трехточечного полож ения переводит ся в двухточечное (беж ит на двух основных стойках ш асси неко торый пром еж уток времени) и в процессе продолж аю щ егося уве личения скорости и угла атаки отд еляется от В П П . П ри угле атаки аотр хвостовая часть ф ю зел я ж а д о л ж н а находиться на д о ста точном расстоянии от В П П и д олж ен обеспечиваться определен ный зап ас по углу атаки до критического. Д а ж е , если пилот непред нам еренно несколько увеличит угол атаки, касан и е хвостовой частью ф ю зел я ж а о бетон долж н о быть исключено. У меньш ение у гл а атаки отры ва увеличивает длину р азб ега. Н а оборот, при больш ем угле атаки происходит преж деврем енны й от рыв на м алой скорости. П ри расчете отры ва п ассаж и рски х сам олетов, не имеющ их ог раничений по геометрии и эфф ективности руля высоты, обычно принимается а От р = 1 0 — 12° и с Уотр= 1 , 2 — 1,7 (в зависим ости от конструкции и схемы зак р ы л к о в ). Д л я прим ера, рассмотренного на рис. 76, получаем а 0тр = 1 3 ,4 ° (без учета влияния зем ли) и 12,1° с учетом влияния зем ли с Убез = с Уот = 1 ,3 2 . Н еобходим о отметить, что сам олеты с улучш енной м ех ан и за цией кр ы л а (больш ие зн ачен ия с Утах и с Уотр и больш ой геом етри ческой круткой (3— 4°) имеют больш ие а 0 тр, горазд о больш ие, чем у сам олетов с однощ елевы м и зак ры л кам и , наприм ер Ту-104. У сам олетов, не имею щ их геометрической крутки, расчетны й аотр со став л яет 9—10°. Б ольш и е углы а 0Тр не услож н яю т пилоти рование сам олета после отры ва, т а к к а к выбор соответствую щ его угла н аклон а стекол ф он аря пилотской кабины обеспечивает хоро ший обзор. Р а з г о н с а м о л е т а от с к о р о с т и о т р ы в а до б е з о п а с ной скорости первоначального набора высоты с одновременным набором высоты. П илотирование сам олета на этом этап е закл ю ч ается в следую щ ем. П осле отры ва, сохр ан яя взлетный угол, сам олет плавно переводится в набор вы соты с последую щ им уменьш ением угла атаки. К олеса основных ног ш асси зато р м аж и ваю тся, врем я полного зато р м аж и в ан и я — 0,2— 0,3 сек. Д л я уменьш ения лобового сопротивления сам олета в процессе р азго н а (после отры ва) необходимо своевременно уб рать ш асси. М ощ н ая ги дравли ческая система современны х сам о л е тов обеспечивает уборку ш асси с раскры тием и закры ти ем ство рок основного ш асси в течение нескольких секунд (для Ту-134А — 125 8 — 12 сек). У борка ш асси начинается при скорости на 20— 30 км/ч больш е скорости отры ва на высоте 5— 10 м. В процессе уборки ш асси скорость сам о л ета возрастает. П осле окончания уборки шасси убираю тся зак р ы л ки на высоте не менее 1 0 0 м и сам олет разго н яется до скорости н аб о р а высоты. П илот д олж ен так уп р ав л ять сам олетом на этом участке, чтобы до окончания уборки зак р ы л ко в скорость не бы ла больш е допустимой из условия проч ности. Д л я этого он м ож ет менять угол н аклон а траектории. П ри уборке закр ы л ко в часто созд ается продольны й момент, но возни каю щ ие усилия на ш турвал е легко снимаю тся трим м ером руля вы соты. В этом случае удобно п ользоваться электрическим у п р ав л е нием три м м ера руля высоты. Н апри м ер, у сам олета Ту-134 после уборки закр ы л ко в возни кает пикирую щ ий момент, у сам олета Ту-124, наоборот, кабрирую щ ий. П осле уборки зак р ы л ко в число оборотов двигателей ум еньш аю т до номинального и производят дальнейш ий разгон сам олета до скорости н аб о р а высоты или до скорости полета по прямоугольном у м арш руту. § 3. С И Л Ы , Д ЕЙ С ТВ У Ю Щ И Е НА САМ ОЛЕТ П РИ Р А ЗБ Е Г Е И В ЗЛ Е Т Е Р ассм о тр и м силы, действую щ ие на сам олет при р азб еге (рис. 7 7 ). С у м м ар н ая тяга дви гателей действует в направлении движ ения сам олета. С ум м арн ая сила трения колес о грунт F = F i - \ - F 2 и лобовое сопротивление сам олета Q действую т против движ ения сам олета, торм озят его. Р азн о сть сил Р — Q— F = R yCK н азы вается ускоряю щ ей силой. П ерпендикулярно траектории д ви ж ени я действую т следую щ ие силы: подъем ная сила У, сила р еа к ции зем ли на колеса ш асои N, сила веса G. С ила Яуск сообщ ает сам олету ускорение ; Jx _ RyCK Яуск Q „ П Q 1 -ftyCK g - у , 01— ~ , где m — м асса сам олета. Чем больш е у скоряю щ ая сила и чем меньше вес сам ол ета, тем больш е будет ускорение. Е сли вместо # уск подставить в ф ор мулу ее значение, получим / - о 81 } х ~ 9,8 4 g G G UN О Рис. 77. Схема сил, действующих на самолет при разбеге (а) и после от рыва при наборе высоты (б) 126 П ри качении колес шасси по зем ле возникают силы трения, в е личина которых зависит от оостояния В П П , вида покрытия и сте пени деф орм ации пяевматиков. Величину силы трения определяют к а к произведение (G — У) на коэффициент трения fTp. П ри разбеге возникает подъемная сила, которая пропорциональ на q и р а з г р у ж а е т колеса шасси. Величину силы трения д л я к а ж дого момента мож но определить по формуле F = / TP(G - Y ) . Коэффициент трения качения при отсутствии тормож ения и сухом бетоне р а в е н 0,03— 0,04, при мокром — 0,05; при сухом грун товом покрове и при укатанном снежном покрове — 0,07; при мокром травян ом покрове — 0,10. Величина -q ~н азы вается тяговооруженностью самолета. Чем больш е тяговооруженность, тем больше ускорение при разбеге и тем меньше длина разбега. Увеличение тяговооруженности я в л я ется эффективным средством улучш ения взлетных характеристик. П ри установке на самолет Боинг-707 двухконтурных двигателей «Конуэй-550» с тягой по 7500 к Г тяговооруженность возросла с 0,2 до 0,26. Н аиб ольш ей тяговооруженностью о б ладаю т самолеты с двум я двигателям и 0,28—0,33, наименьшей — самолеты с че ты рьм я д ви гател ям и 0,22—0,26 к Г тяги/кГ веса. В конце участка разбега, когда самолет отделяется от земли, ускоряю щ ая сила (избыточная тяга) р ав н а разности м еж д у сум марной тягой двигателей и лобовым сопротивлением самолета: Руск = Р — QЛ обовое сопротивление самолета в момент мож но определить по формуле Qotp = сх отрS q , отры ва самолета где сЖОтр — коэффициент лобового сопротивления самолета с выпу щенным шасси и отклоненными во взлетное полож ение закрылpV 2 ками; q — I 2ZEl — скоростной напор. Н апри м ер, д ля самолета со взлетным весом 90 Т и площадью кры ла 180 м 2 тяга на взлетном реж и м е с учетом потерь при ско рости отры ва 270 км/ч (75 м/ се к) , q = 350 к Г / м 2 составляет около 24 000 кГ. Если принять сх при отрыве 0,07— 0,075, то Q 0TP = с , отр S q = 0 ,0 7 2 -1 8 0 -3 5 0 = 4 500 к Г . Тогда избы точная т я г а нее ускорение равио , J _ gflycK x ~ а R ycк= 2 4 000— 4500 = 19 500 кГ. С ред 9.81-19500 ~ 90 000 ’ м/сек2 м/сек . Чем меньше сопротивление сам о л ета в момент отрыва, тем больш е у ск оряю щ ая сила при той ж е р асполагаем ой тяге Двигателей. У такого самолета со к ращ ается время р азб ега . 127 рость взлета д о л ж н а не менее чем на 10% превыш ать эволютивную скорость: V 6e3> l , l V 3 Б езо п ас н ая скорость взлета д о л ж н а быть достигнута либо на зем ле ( В П П ) , либо в непосредственной ее близости (в пределах высоты 10 м ) . К огда Убез достигается на земле (т. е. увеличиваю т нормальную скорость отры ва), взлетн ая дистанция практически не возрастает, а при продолженном взлете с отказавш и м двигателем техника пилотирования значительно упрощ ается, т а к ка к самолет у ж е не требуется р а зг о н я ть в воздухе. По BCAR безопасная скорость взлета (У2), во-первых, д о л ж н а быть не менее чем в 1 ,1 р а за больше V m c a и , во-вторых, быть не менее чем на 20% больше скорости свали ван ия во взлетной кон ф игурации для самолетов с двум я и тремя двигателями и не ме нее чем на 15% д ля самолетов с четырьмя двигателями, т. е,: К2 > Ы К м са . V 2 > 1-2V m s , —два и три двигателя; l / 2 > 1,15K ms, — четыре двигателя. К роме того, при установлении V2 необходимо, чтобы она в 1,08 р а з а п ревы ш ала скорость предсрывной тряски самолета (соот ветствует началу свал и ван ия сам олета) в прямолинейном устано вившемся полете при работе двигателей на номинальном режиме. Наприм ер, д л я са м олета Ту-134А при GB3Jl= 4 7 Т 1/отр= У 2= = 2 8 0 км/ч, а д ля Ту-154 с большей тяговооруженностью для GB3.t = 90 Т 1/ ОТр = 2 б 7 км/ч, a V2— 276 км/ч. Р азго н самолета при высокой тяговооруженности на 9 к м/ ч после отры ва до безопасной скорости взлета с одним нераб отаю щ им двигателем не вы зы вает чрезмерного возрастани я воздушного участка до набора Н — 10,7 м. Расчеты, выполненные по самолетам Ту-134А, Ту-154, показали, что V2 не соответствует полету самолета на р еж им е м а к симальной вертикальной скорости с неработаю щ им двигателем. Д л я достижения этого нужно соверш ать полет на скоростях V2+ (20— 30) км/ч при взлетном положении зак р ы л ко в и убранном шасси. О днако такой разгон займет сравнительно много времени и удлинит взлетную дистанцию. П оэтому V2 обычно меньше значе ния максимальной вертикальной скорости, но градиент набора при этом вполне достаточен д ля осущ ествления безопасного полета с одним н еработаю щ им двигателем. Б езо п ас н ая скорость взлета мож ет быть определена по следую щ ей формуле: где Субез — значение коэффициента подъемной силы отклоненных во взлетное положение закры лках. 130 при Если зад ать ся V 2 = 1,2V ms , , a l / ^ s , = 14,4 GlS с Уп то можно записать Vo = 1,2- 14,4Т 7 G/S сУц Учитывая, что G /S V 2 = 14,4 с У б ез получим следующее равенство: G/S U2- H A \ / r j ^ r ~ ш V Уйе П осле преобразования - . . G[S GlS 1,44 сУ тах СУ б е з с Утах 1 1 )4 4 т : — = ~ — и т : — = ~ — .о т к у д а с Убез с Убез е3 Су max Утах 1,44 Таким образом, чем выше значение сУбез, тем меньше скорость отрыва и безопасная скорость взлета. У дельная н агрузка G / S со ставляет: у Ил-62 и Супер Виккерс VC-10— 575 к Г / м 2, у ДС-8-30— 560 к Г / м 2 (четыре д в и г ате л я ); несколько меньше у самолетов с двум я дви гателям и (Ту-134А— 408 к Г / м 2, Боинг-737— 490— 550 кГ1м2). При средних значениях с Уотр = с Убез= 1,3— 1,45 и G/S = 450 к Г / м 2 скорость отры ва составит V"0TP= 1 4 , 4 = 2 5 0 —260 к м / ч . Необходимо отметить следующее. К ак у ж е было рассмотрено выше, стреловидное крыло имеет меньшие значения коэффициента сут ах' чем прямое, и, следовательно, меньшие значения с уотр‘ Поэтому для увеличения сУтах используют зак р ы л ки и предкрылки. Н а аэродинамические характеристики самолета на взлете и по садке большое влияние оказы в ает экран и рую щ ее воздействие з е м ной поверхности. Физическая сущность этого явления заклю чается в следую щ ем1. При движении кры ла са м олета вблизи земли воздушный поток между крылом и землей тормозится, и д авление на нижней поверх ности повышается. Это приводит к дополнительному перетеканию масс воздуха снизу на верхнюю поверхность кры ла. Скорость тече ния там увеличивается, а давление уменьшается. В результате д о полнительной разности давлений снизу и сверху растет подъемная сила кры л а самолета. П ри одном и том ж е угле атаки коэф ф и ци ент подъемной силы возрастает. Критический угол атаки п р акти 1 В о т я к о в В. Д . Аэродинамические характеристики летательных аппа ратов. И зд. ВВИА имени Н. Е. Ж уковского, 1967, 204 с. 5 131 чески не изменяется. О бласть влияния земли распространяется до высоты, меньшей п о л уразм аха кр ы л а самолета. Е щ е большее влияние о казы в ает зем ля на индуктивное сопро тивление. Вихри, стекаю щ ие с концов кры ла при приближении к земле, отклоняются, скос потока становится меньше. З е м л я о т р а ж а ет скошенный крылом поток, и углы скоса существенно умень ш аются. Соответственно изменяется и индуктивное сопротивление самолета (пропорционально углам скоса потока). П ри расстоянии кры ла 2 —3 м от земли индуктивное сопротивление самолета мож ет уменьшится почти вдвое. В итоге увеличение подъемной силы и сни жение сопротивления повышает аэродинамическое качество сам о лета. § 5. ПОТРЕБНЫЕ ДЛИНЫ РАЗБЕГА И ВЗЛЕТНОЙ ДИСТАНЦИИ Д ли н у р азб ега можно определить по приближенной формуле I - 1/2 Lpa36 ~ 2j Xcv ' где j X;p~ g n Xcp (пх ср — средняя продольная п ерегрузка). Д л и н а р азб ега и взлетн ая дистанция являю тся важнейш ими взлетными характеристикам и самолета. По BCAR в инструкцию по летной эксплуатации самолета п ом е щ аю т не фактические значения длины разб ега и взлетной дистан ции, а так н азы ваем ы е потребную длину р азб ега и потребную взлетную дистанцию. Потребная длина р а з б е г а при всех р аботаю щ их дви гателях равн а сумме фактической длины р азб ега и 7 з длины воз душного участка (от отрыва до набора # = 1 0 , 7 м ) , умноженной на 1,15: ^лотр. разб = 1,15 (/разб V 3 ^//=10,7)- 25 t\C W « G.T В ® 2 0 _■ Встречный Попутный Вниз Воср/. Ветер, п/сек Уклон, % . Рис. 78. Н омограмма для определения потребной длины разбега самолета с двум я работающими двигателями; 6 3= 2 0 ° 132 Встреч Паут В т Перл Нетер,и]ик Уклон, %. Рис. 79. Н омограмма для определения потребной взлетной дистанции для самолета с двумя работающими двигателями; бл = 20° Н а рис. 78 представлена номограмм а, позво л яю щ ая определить потребную длину р азб ега в широком диапазо не тем ператур и вы сот для скорости встречного и попутного ветра ± 1 0 м/ сек и уклона В Н П ± 2 % . Н априм ер, при / = 1 5 ° С ; Н = 0 м\ 0 ВЗЛ= 47 000 к Г в штиль при нулевом уклоне / Потр.разб = 1640 м, в то ж е время изве стно, что фактическая длина р азб ега этого самолета для тех же условий старта 1350 м. Понятие потребной длины р азб ега (вместо фактической) вво дится д ля учета возможности отклонений от предусмотренной тех ники пилотирования в массовой эксплуатации (подто р м а жи в ашие на разбеге д л я вы д ерж иван и я направления, н еправильная установка реж им а двигателей и т. д.). Поэтому фактическая длина р азб ега не имеет д ля современных самолетов определяющ его значения. П о т р е б н а я в з л е т н а я д и с т а н ц и я при всех р аб о таю щих д ви гателях — это сумма длины р азб ега и длины воздушного участка (от отрыва до набора # = 1 0 , 7 м ) , ум к ож еи н ая на 1,1 5 ^потр. взл. днст = 1>^5(/разб ~Ь 1н=10,т\ Величина /раз б + / я = ю ,7 — это ф актическая д ли н а взлетной дис танции самолета. К ак видно, потребная взлетн ая дистанция боль ше фактической в 1 ,1 5 р аза. Д л я вышеприведенного примера ( б в з л = 4 7 000 кГ) /потр.взл.дпст = 2140 м (рис. 79), а фактическая 1860 м. Таким образом, если известно значение фактической длины разбега, мож но определить длину воздушного участка. i § 6. М ЕТО Д Ы В ЗЛЕТА Известно, что ускорение при разбеге, а значит, и длина разбега зависят от разности располагаем ой тяги и общего сопротивления. Общее сопротивление самолета на этом участке взлета ск ла д ы в ает ся из аэродинамического сопротивления, возрастаю щ его по мере увеличения скорости, у гл а атаки и силы трения колес (о поверх ность взлетной полосы), уменьш аю щ ейся вследствие снижения н а 133 грузки на колеса с ростом подъемной СИЛЫ. П оэтому пилот можеГ выбрать такой угол а, при котором общее сопротивление будет' наименьшим и, следовательно, разбег наиболее коротким. Т а к соб-ственно и поступали на первом этап е эксплуатации пассаж ирских реактивны х самолетов. Н апример, у самолета Ту-104, вначале разг груж аю т переднюю ногу шасси приданием самолету угла атаки 3—4° и дальнейш ий разб ег производят на основных колесах шасси. Р а б о т а я плавно рулем высоты, пилот вы держ ивает угол атаки на разбеге и к моменту отры ва самолета создает взлетный угол атаки, В н астоящ ее время на всех сам олетах внедряется следующий метод взлета. Весь разб ег соверш ается в стояночном положении. При достижении скорости подъема передней ноги шасси п л а в ным и непрерывным взятием ш ту р в ал а на себя (за 2—3 сек) пилот поднимает переднюю ногу шасси и без вы держ иван и я в двухточеч ном положении выводит самолет на взлетный угол атаки. Отрыв, практически происходит с трех точек без ощутимых перегрузок в. процессе вращ ения самолета вокруг поперечной оои и увеличения! угла та н г а ж а . И ногда после о тры ва передней ноги шасси самолет стремится прогрессивно увеличивать угол т а н г а ж а под действием возрастаю щ ей подъемной силы кры ла. Поэтому усилия на ш т у р в а ле д о лж н ы быть соразмерными, чтобы у д ер ж а т ь самолет на а 0трУ правл яем ая передняя стойка шасси упрощ ает вы держ ивание н а правления на первом э тап е разбега, пока не станет эффективным! руль направления, это почти исключает пользование тормозами ко лес тел еж ек основных ног шасси. И спы тания самолетов Ту-124 ш Ту-134 показали, что потребные отклонения колес в реж им е у п р ав ления не превыш ают 4— 5° при скорости бокового ветра до20 м/сек. Д о сего времени среди летного состава нет единого мнения о том, к а к конструктивно д о л ж н а быть выполнена система у п р ав л е ния разворотом носовой стойки. П р е обл ад ает мнение, что у п рав л ять разворотом стойки следует от педалей руля н аправления ( к а к на самолетах Ту-124, Ту-134, Ту -154). Это высвободит руки пилота для работы ш турвалом руля высоты, ры чагами управления д в и г а теля и т. д. Н о известно, чго когда скорость возрастает настолько, что становится эффективным руль направления, ц елесообразно’ только им вы д ерж ивать направление взлета, а управление р а зв о ротом колес передней стойки отключить, что при управлении от пе далей технически не всегда выполнимо. Поэтому н аблю дается по вышенный износ резины колес передней стойки шасси. Второй способ — это автономное управление разворотом пе редней стойки, когда она не с в я за н а с работой руля направления (самолет И л -6 2 ). При внедряемом методе взлета пилот вполне успевает следить за направлением разбега, скоростью и реж имом работы двигателей. В случае отказа д ви гател я он имеет возможность у д ер ж а ть самолет от р азв о рота не только рулем направления, но и уп равляем ой пе редней стойкой и подторм аж иванием колес основных стоек ш асси со стороны, противоположной отказавш ем у двигателю.. § 7. В Л И Я Н И Е Р А З Л И Ч Н Ы Х ФАКТОРОВ НА Д Л И Н У Р А ЗБ Е Г А В процессе летной эксплуатации д ли н а разб ега мож ет отличать ся от приведенных значений д л я стандартны х условий под .влияни ем изменения тяги двигателя, веса самолета, температуры, плотно сти и давлен ия воздуха, полож ения закры лков, скорости и н ап р ав ления ветра. При уменьшении оборотов со взлетных до номинальных тяга уменьшается на 5— 7% (см. рис. 38). Такое падение оборотов мо ж ет зам етно увеличить длил у разбега. П ри взлете на номинальном режиме длина р азб ега увеличивается в среднем на 10— 12% и без опасность полета в случае о тказа двигателя снижается. В з л е т н ы й в е с влияет на длину р азб ега следующим о б р а зом: 1) с увеличением веса увеличивается скорость отрыва; 2) при той ж е тяге д ви гателя с увеличением веса уменьш ается тяговооруженность, а следовательно, уменьшается ускорение при разбеге. В итоге длина разб ега увеличивается. Увеличение скорости отрыва и уменьшение ускорения на р а зб е ге приводит к увеличению длины разбега. П о в ы ш е н и е т е м п е р а т у р ы приводит к уменьшению тяги, а следовательно, и ускорения при разбеге, что увеличивает длину разбега. Н апри м ер, повышение тем пературы воздуха на 10° может увеличивать длину р азб ега на 6— 7% . Давление и п л о т н о с т ь в о з д у х а . Если тем пература воздуха постоянна, а д авление меняется, будет меняться и плот ность воздуха; при этом во сколько р аз уменьшится давление, во столько ж е ра з уменьшится и плотность, так к ак P = 0 ,0 4 7 3 -f, где р — д авление воздуха, м м рт. ст.; Г = 2 7 3 + ^ — абсолю тная температура, °К; t — тем пература наружного воздуха, °С. Д а н н а я ф орм ула позволяет определить плотность при одновре менном изменении тем пературы и д авл ен ия воздуха. Уменьшение плотности приводит к увеличению скорости отрыва и уменьшению тяги д ви гате л я вследствие снижения весового расхода воздуха, проходящего через двигатель. С уменьшением тяги уменьшается среднее ускорение /* ср и в конечном итоге, растет длина разбега. Понижение давлен ия на 10 мм рт. ст. приводит к увеличению длины р азб ега на 3—4 % . Таким образом, при взлете, например в расчетных условиях (t ~ + 3 0 ° С и р = 730 мм рт. ст.) длина р азб ега увеличивается на 25— 30% . С к о р о с т ь и н а п р а в л е н и е в е т р а. Д л и н а разб ега при ветре определяется следующим образом: , _ (v ± w y L разб — о; *-JX > ср где W — в стречн ая со ставл яю щ ая ветра (зн ак « + » берется попутном ветре, «— » при встречном). при 135 Взлет, ка к правило, производится против ветра, в этом случае длина р азб ега и взлетн ая дистанция имеют наименьшую величину. При встречном ветре путевая скорость самолета уменьш ается на величину скорости ветра. Поэтому д ля разб ега при встречном ветре требуется меньше времени, чем в штиль, и длина разб ега уменьшается, а при попутном, наоборот, увеличивается. При в зл е те с боковым ветром самолет стремится развернуться против вет ра, особенно при р азб еге в момент отрыва носового колеса. П ричи на такого разворота закл ю ч ается в том, что реактивные с а м о леты имеют большую п лощ адь вертикального оперения, р а с положенного на значительном расстоянии от основных колес шасси. Д л я количественной оценки влияния различны х факторов на потребную длину р а з б е г а и потребную взлетную дистанцию для каж дого самолета строятся номограммы типа приведенных на рис. 78 и 79, пользуясь которыми, можно определить взлетные х а рактеристики самолета в любых фактических условиях. § 8. МЕТОДЫ УЛУЧШЕНИЯ ВЗЛЕТНЫХ ХАРАКТЕРИСТИК Взлетно-посадочные характеристики самолета определяют по требные разм еры В П П . Если р ан ь ш е основным критерием оценки взлетных характеристик самолета я в л я л а с ь длина разбега, то в н астоящ ее время рассм атриваю т потребную длину разбега, куда собственно са м а длина р азб ега (/.разб) входит как составная часть. * К а к указывалось, длина р азб ега са м олета зависит от скорости отрыва и ускорения на разбеге. В свою очередь скорость отрыва зависит от удельной нагрузки на крыло и Суогр., а ускорение на разбеге при прочих равных условиях зависит от величины суммы сил аэродинамического сопротивления и трения. Н аиболее приемлемым способом уменьшения длины р азб ега я в л яется увеличение коэффициента подъемной силы кры ла при помо щи его механизации. Основным средством механизации кры ла я в ляю тся закры лки, пред а.I крылки, щитки К рюгера и отклоняющийся носок крыла. Щ итки Крю гера и отклоняю щиеся носо 2 вые части кры л а пред ставляю т собой более / простой, чем пр ед кр ы л ки, вид механизации пе редней кромки крыла Рис. 80. Схемы щелевого предкрылка (рис. 80). (а), отклоняющейся носовой части крыла Все современные ре самолета «Трайдент» 1Е (б) и щитка Крюактивные пассажирские тера (в ); I — предкрылок приж ат; 2 — самолеты имеют выдвижпредкрылок выпущен 136 ные (откатные) щ елевые з а к р ы л к и 1. Эффективность за к р ы л ков (величина Дсу) возрастает при увеличении отката закры лков и угла их отклонения. З а кры л к и , предкрылки, щитки Крю гера и от клоняющиеся носки кры ла увеличиваю т эффективную площ адь кры ла и кривизну носовой и хвостовой части его. П редкры лки у ста навливаю тся почти по всей передней кромке, а щитки Крю гера при меняют в основном в корневой части крыла. Зак р ы л к и занимаю т обычно 50—60% р а зм а х а крыла. Проектируя закры лки, стремятся получить как можно большее значение аэродинамического качества при максим ально возможном коэффициенте подъемной силы. При м алы х углах отклонения зак р ы л к а в основном увеличивает ся подъемная сила без существенного роста сопротивления и д о стигается высокое аэродинамическое качество самолета. Такие уг лы отклонения выгодно применять при взлете в условиях высоких температур, когда, несмотря на увеличение длины разбега, уд ает ся получить нормируемый градиент набора высоты. К роме того, меньшее сопротивление н а разбеге позволяет достичь значитель ного ускорения. Д л я самолетов со взлетными весами 50— 90 Т и качеством 12— 14 необходима потребная тяга в 4000— 7000 кГ, а при сум м арной располагаемой тяге 13 000— 28 000 к Г избыток тяг обеспе чивает быстрый (в течение 25— 30 сек) разгон самолета до скоро сти отрыва; длина разбега существенно уменьшается. Расчеты по казывают, что изменение аэродинамического качества на одну еди ницу эквивалентно для самолета с G = 45 000— 55 000 к Г увеличе нию веса на 2000—2500 кГ. Носок кры ла неизменной формы не мож ет быть оптимальным одновременно д л я крейсерского р еж им а, взлета и посадки. Поэтому принято исходный профиль кры ла выбирать для крейсерского р е ж и м а полета, а необходимое изменение формы носка при взлете (такж е на посадке) осущ ествляется п редкры лкам и и щитками. Таким образом, идя по пути создания эффективной механизации кры ла с одновременным получением высокого аэродинамического качества и у станавл и вая двигатели с высоким значением тяги, до биваются улучшения взлетных характери сти к самолетов. Н а рис. 81 п оказаны схемы применяемых закры лков на совре менных самолетах. К огда на самолете второго поколения Боинг-727 был установлен трехзвенный щелевой закры лок, то вместе с щ е левыми предкры лкам и и щитком К рю гера было достигнуто значе ние сУтах = 2,7 при максимальны х углах отклонения. Н а самолете Боинг-737 с меньшей стреловидностью кры ла (25°) и такой же ме ханизацией су тах = 3 , 1 . Этс в свою очередь позволяет достичь и достаточно больших значений сУгпах при меньших углах отклонения (Ю — 15°), соответствующих взлетному положению закры лков ( су = 1 , 8 — 2,2). Такие значения су тах позволяют снизить безопас1 Е г е р С. М. Проектирование пассажирских «Машиностроение», 1964, 452 с. реактивных самолетов. М., 137 Рис. 81. Схема механизации крыла: а — двухщелевой выдвижной закры лок (самолет Т у -134); б — крыло с трехзвенным закрылком и предкрылком (самолеты Ту-154 и ДС -9-30); в — зависимость Сутах от угла отклонения закрылков для самолета ДС-9-30, %=24°; ------------- — для самолетов с большей стреловидностью лую скорость взлета V2 и уменьшить длину разбега. Если принять за среднее значение с Утах = 2,4 для взлетного положения за к р ы л ков 25— 30°, то с Угаах, соответствующий скорости, V2 равен £У тах 2 ,4 без - Т Ж _ Т Ж 1 “ ’ Д а ж е при G / S = 5 00 к Г / м 2 скорость отрыва составит V 2=Vorp = l - M j / " =14, 4 = 250км/ч. Увеличение подъемной силы кры ла при отклонении закры лков вызы вается изменением циркуляции вокруг кры ла с возрастанием скорости потока, обтекающего верхнюю поверхность крыла. Н а больших углах атаки у носка профиля кры ла возникает срыв потока на верхней поверхности, для борьбы с которым при меняются предкрылки или отклоняющ иеся передние кромки к р ы ла. Щ елевы е предкрылки (см. рис. 80, а ) , через внутреннюю щ ель которых проходит дополнительный поток воздуха, интенсифици руют пограничный слой позади пика р азреж ен и я на профиле и уве личивают энергию обтекаю щего потока, поэтому срыв потока з а т я гивается на большие углы атаки. При открытии щитков Крю гера (см. рис. 80, в) увеличивается эф ф екти вн ая аэродинамическая кривизна профиля в его носовой части, вследствие чего увеличиваются несущие характеристики профиля. Т а к как при этом возр астает и п одсасы ваю щ ая сила, со противление кры ла при открытии щитка растет незначительно, и аэродинамическое качество кры ла существенно не меняется. Такой ж е эффект, ка к и применение предкрылков, д ает откл о нение вниз передней кромки кр ы л а (см. рис. 80, б). Существует достаточно большое количество способов увеличе ния су> а следовательно, уменьшения скорости отрыва и длины разб ега самолета. Н а рис. 82 представлена схема механизации 138 Рис. 82. Схема положения предкрылков, закрылков, щитка Крюгера и ин терцепторов на различных реж имах полета (самолет Боинг-737): / — корневая секция; 2 — концевая секция; 3 — внешний закрылок; 4 — внутренний закрылок крыла самолета Боинг-737, используемая на различны х э тап ах по лета. К а к видно, шиток К рю гера установлен в корневой части кры л а , а трехпозиционный предкры лок в концевой. В крейсерском по лете щиток К рю гера, предкры лки и зак р ы л ки убраны. Н а взлете закры лки отклонены на 5°, но зато значительно сдвинуты назад, щиток К рю гера полностью открыт, а п редкры лок установлен во взлетное положение. П ри больших углах отклонения зак ры л ков ка посадке п редкры лок устанавл и в ается в предельное нижнее поло жение с образованием щели, чем достигаю тся наибольш ие зн ач е ния су. Трехзвенный зак р ы л о к в убранном положении сдвинут, а в выпущенном его звенья раздвигаю тся, о б разуя профилированные щели. П ри этом увеличиваю тся кривизна профиля, п лощ адь крыла и проявляется щелевой эффект, заклю чаю щ ийся в том, что поток воздуха затя ги в ае т срыв потока с носовой части каж дого звена. С т а :- Рис. 83. Реактивный закры лок (а) и схема подачи воздуха для сдувания пограничного слоя с закры лка ( б ) : / — распределительный воздухопровод; 2 — насадок 139 Д л я тяж ел ы х транспортных самолетов большее значение при обретает реактивный зак р ы л о к (рис. 83) — устройство, представ ляю щ ее собой щ ель вдоль задней кромки крыла, через которую под некоторым углом у к хорде вытекает струя воздуха, отводимая от компрессора реактивного двигателя. При этом т ак меняется х а р а к тер обтекания кры ла, что возникает значительное увеличение п одъ емной силы вследствие отсоса струей газов пограничного слоя с верхней поверхности кры ла и реакции вытекающей струи газов. Сила реакции вытекаю щ ей струи раскл ад ы вается на составляю щие N y и N x. С остав л яю щ ая N v увеличивает подъемную силу кры ла, а горизонтальная составл яю щ ая реакции струн N x компенсирует по тери тяги за счет расхода воздуха, сж атого компрессором. У правление пограничным слоем (УПС) осущ ествляется отсасы ванием или сдувом. Срыв потока с кры ла сниж ает коэффициент с у. П ри помощи отсоса или сдувания пограничного слоя можно отодви нуть н ачало срыва на большие углы атаки. Это дает возможность увеличить подъемную силу кры ла, снизить взлетную, а так ж е поса дочную скорости самолета и сократить длину р азб ега (та кж е про бега) и, следовательно, длину потребных В П П . Установка д л я сду ва пограничного слоя мож ет д а в а т ь уменьшение посадочной скоро сти на 20— 25% . Т а к а я система управления пограничным слоем была применена на тяж елом турбовинтовом транспортном сам оле те фирмы «Локхид» С-130С «Геркулес». Д л я питания системы сж аты м воздухом используются четыре газотурбинных реактивных двигателя, располож енны е попарно в двух гондолах под крылом. Воздух заби рается в задних частях гондол и подается четырьмя центробежными компрессорами в сеть воздухопроводов (общую д ля кры ла и хвостового оперения). В крыле от основного расп реде лительного трубопровода отходят многочисленные насадки, свя занные с общей сборной камерой, из которой воздух через щ ель вы д увается на верхние поверхности закры л ко в и элеронов. П осадоч ная скорость самолета уменьш илась со 170 до 110 км/ч, взлетная дистанция с 1 280 м до 853 м, а посадочная дистанция с 427 м до 250 м. Система УПС установлена т а к ж е на английском турбореактив ном военном самолете Блэкберн NA.39 «Бакэнир». Н а опытном самолете Боинг-707 применена система для сдува пограничного слоя в зоне закры л ко в с помощью воздуха, отбираемого от ком прессоров двигателей. П ри испытаниях получено уменьшение по садочной скорости с 220— 240 до 150— 160 км/ч, т. е. примерно на 30%. Турбовентиляторны е двигатели расш иряю т возможности при менения УПС на реактивных пассаж ирских самолетах, так ка к от бор значительных масс воздуха из внешнего контура не наруш ает работу двигателя. П остановка п р едкры лка и сдув пограничного слоя на зак ры л ках и элеронах могут д ать значительное уменьшение посадочных и взлетных скоростей и позволят существенно уменьшить потребные длины ВПП. НО Г л а в а V III А Н А Л И З В ЗЛЕТ НЫХ ХАРАКТЕРИСТИК САМОЛЕТА ПРИ ОТКАЗЕ Д ВИ ГАТ ЕЛЯ § 1. О Б Щ И Е П О Л О Ж Е Н И Я -Высокая надежность современных Т Р Д значительно повысила безопасность эксплуатации пассаж ирских самолетов, особенно на взлете и посадке. О днако отказ двигателя на взлете является н а и более сложны м случаем в эксплуатации и рассм атривается как расчетный. Н аиболее вероятным случаем является отказ одного двигателя. Поэтому взлетные характеристики пассаж ирского самолета (при его создании) рассчитываю тся с учетом о тказа одного двигателя на разбеге и взлете. Кроме того, пилот, у правляю щ ий самолетом, долж ен быть соответствующим образом подготовлен, чтобы в а в а рийной ситуации быстро п роан али зировать создавшую ся обстанов ку и принять необходимые меры д ля предотвращ ения аварии. Го товясь к взлету, э к и п а ж долж ен правильно вы брать оптимальный угол отклонения закры лков, допустимый взлетный вес самолета, знать, когда продолж ить взлет или его прекратить при отказе д ви гателя, учитывая р азм ер ы аэродром а, подходы к В П П и м арш рут вы хо д а. Знание летным составом взлетных характери сти к самолета с неработаю щ им двигателем в конкретных условиях старта (тем пера тура и д авление воздуха, высота р асполож ени я препятствий по курсу взлета и т. д.) д л я выбранного взлетного веса, соответствую щ ая н азем ная подготовка и тренировка, умение своевременно вы полнить рекомендации по пилотированию самолета с нераб о таю щим двигателем — все это повышает безопасность полетов. О тказ д ви гателя приводит к уменьшению располагаем ой тяги. Летные качества самолета ухудшаю тся, и пилотирование у с л о ж н я ется в связи с несимметричностью тяги, ухудшением управляемости и уменьшением скороподъемности (вертикальной скорости). В ерти к альная скорость самолета с одним неработаю щ им двигателем оп ределяет возможность про до л ж ать взлет и наб ирать высоту. В це л ях улучшения взлетных характеристик самолетов с одним нераб о тающ им двигателем кратковременно увеличивают избыток тяги за счет включения специально установленного м алогабаритного Т Р Д или использования тяги ВСУ (вспомогательной силовой установки, обслуж иваю щ ей самолетные системы). Поэтому, например, у с т а новка бустерного д ви гате л я на самолете «Трайдент» З В д л я соз д ан ия дополнительной тяги в течение взлета и первоначального набора высоты д ает возможность улучшить характеристики са м о лета. 141 П ри расчете взлетных характеристик самолета отказ двигателя рассм атривается в предположении в полной и немедленной потере тяги (учитывается сопротивление от авторотации отказавш его д ви гате л я). П ринимается, что в дальнейш ем силовая установка отказавш его д ви гателя не создает никакой дополнительной тяги. Н а взлете основным признаком о тказа двигателя д ля пилота сл уж и т стремление самолета к развороту и крену в сторону о тк а завш его двигателя. К ром е того, отказ д ви гателя определяется по падению давлен ия м асла и топлива, росту или падению тем п е р а туры газов за турбиной, уменьшению оборотов по тахометру, появ лению тр яски 1 двигателя и т. д. П р и н ят ая техника пилотирования самолета с отказавш и м дви гателем не д о л ж н а требовать слишком высокой квали ф и кац и и пи лота. В этой главе рассмотрены некоторые требования к летным х а рактеристикам самолета с отказавш им двигателем в соответствии с Н Л Г С С С Р и BCAR. § 2. О П Р Е Д Е Л Е Н И Я , П Р И Н Я Т Ы Е ПРИ РА ССМ О ТРЕН ИИ В ЗЛЕТНЫ Х Х А Р А КТЕРИС ТИК САМОЛ ЕТА Современные пассаж и рские самолеты с Т Р Д предназначены д ля аэродромного базирования, т. е. д ля их взлета и посадки тр е буется наличие специально подготовленной летной полосы. Летная п о л о с а (Л П ) состоит из взлетно-посадочной по лосы (В П П ) и концевых полос безопасности ( К П Б ) , рис. 84, а. Р ас п о л а га е м а я длина летной полосы ( Р Л П ) рав н а сумме длин взлетно-посадочной полосы и концевой полосы безопасности, в н а правлении которой производится взлет и посадка. Концевые полосы б е з о п а с н о с т и — участки летной полосы, расположенны е у концов В П П , предназначенны е д ля слу чаев вы каты вания и преждевременного приземления самолетов при посадке, а т а к ж е вы каты вания за пределы рабочей площ ади д ля погашения скорости в случае прерванного взлета. П о л о с а в о з д у ш н ы х п о д х о д о в (П В П ) — часть приаэродромной территории, прим ы каю щ ая к концам летной полосы и распол ож енн ая в направлении продолжения ее оси. 1 В настоящее время тряска двигателя определяется по прибору, показы ва ющему величину вибрации опор вала компрессора и турбины. Н апример, для двигателя НК-8-2 самолета Ту-154 при величине вибрации более 65 мм /сек заго рается табло «Вибрация велика». Т акж е д л я Д-30 II серил самолета Ту-134А при увеличении вибрации до 5 0 ± 1 0 мм /сек загорается сигнальное табло, сви детельствующее о неисправности двигателя. 142 а) Начальный, набор Высоты Начало уборки механизации Н=ЮОм Линия старта НЧОм , Ра спол а га ем а£П\ шлина л е т а й полосы 300м п Л ет ная полоса У п к 4 - ~ Ы > П ------------ I К П П Располагаемая '’д лина^летной полосы Частая траектория набора Высоты Рис. 84. Схема взлета и начального набора высоты по Н Л Г СССР (а) и схема начального набора высоты (чистая траектория) по ВСА R ( б ) : I, II, III, IV, V и V I участки набора высоты Дистанция п р е р в а н н о г о в з л е т а — это сумма д л и ны р азб ега при работаю щ их д ви гателях от н ач ал а старта до точки отказа критического д ви гателя и длины участка тормож ения до полной остановки самолета. Д и с т а н ц и я продолженного взлета — это сумма длины р а зб е га при всех работаю щ их дви гателях от точки старта до точки от к а за критического двигателя, длины р азб ега с одним н ераб о таю щим двигателем от точки отказа до отрыва самолета и длины воздушного участка взлетной дистанции до набора высоты 10 м (по BCA R 10,7 м ) с одновременным разгоном до безопасной ско рости взлета. 143 К о н ф и г у р а ц и я с а м о л е т а (внешняя) определяется соче танием положений органов механизации кры ла (предкры лков и з а кр ы л ков), шасси, тормозных щитков, интерцепторов или спойлеров и др. Р а зл и ч аю т три основные конфигурации самолета: взлетную, полетную и посадочную. В злетная конфигурация самолета соот ветствует условиям полета со взлетной механизацией кр ы л а при выпущенном или убранном шасси, полетная — условиям полета самолета с убранным шасси при положении органов механизации крыла, соответствующем крейсерскому реж им у полета, посадочная условиям полета с посадочной механизацией кры ла и выпущенным шасси. Барометрическая высота. Согласно стандартной а т мосфере (СА, ГОСТ 4401—64), к а ж д о м у значению атмосферного давления Р и соответствует определенная барометрическая высота # . В качестве нулевой высоты по СА принята высота, которой соот ветствует давление, равное 760 мм рт. ст. (рис- 85, а ). Н апример, атмосферному давлению 730 мм рт. ст. соответствует # = 330 м. И стинная высота — это расстояние по вертикали меж ду цент ром тяж ести самолета и соответствующей поверхностью отсчета. Температура по стандартной атмосфере (рис. 85, б). К аж д о й высоте по СА соответствует определенная температура. Наприм ер, для нулевой высоты ^ = 1 5 ° С ; для # = 2 300 м; / = 0°С. Другой пример: ^ = 1 2 ° С на # = 2000 м соответствует Гса+ Ю °С ; t = 0°С на # = 755 м соответствует ^са— Ю°С. В ы с о т а п р е п я т с т в и я — в о о б р а ж ае м ая высота условного препятствия, которое д о лж ен миновать при взлете и посадке сам о лет с нулевым креном и выпущенным шасси. Чистые характеристики отличаются от полных соответствующим допуском на возможны е отклонения в технике пилотирования, нев ы д ерж иван и е предусмотренных скоростей и т. д. Величина этого допуска будет п оказана д ал ьш е для каж дого участка полета и схе мы самолета. § 3. ОТКАЗ Д В ИГ АТ Е ЛЯ НА В З ЛЕ Т Е При отказе на взлете одного двигателя многодвигательного сам олета пилот долж ен уметь принять правильное решение: про д о л ж ать взлет или прекратить его. Тяговооруженность современ ных многодвигательных пассаж ирских самолетов такова, что при отказе одного тяга остальных двигателей обычно оказы вается д о статочной д ля продолжения взлета. Н аилучш им вариантом я в л я ется прекращ ение взлета, однако это не всегда возможно, и взлет с. отказавш им двигателем необходимо продолжить. П ри этом для обеспечения безопасности полета правильный выбор взлетного веса самолета имеет огромное значение. Кроме того, рекомендации по технике пилотирования самолета с одним неработаю щ им двигате144 Рис. 85. График пере вода барометрическо го давления в высоту расположения аэрод рома (а) и изменение температуры в стан дартной атмосфере в в зависимости от вы соты (б ) л е м долж ны помочь пилоту наилучшим образом справиться с воз никшим изменением силовых и аэродинамических характеристик самолета. В ы дача рекомендаций по прерванным и продолженным взлетам е. отказом критического двигателя для любых возможны х при массовой летной эксплуатации данного самолета значений веса, 145 центровки, температуры наруж ного воздуха, ветра, состояния по крытия (условия торм ож ения сам олета) и уклона летной полосы производится только после проведения специальных летных и спыта ний. П ознаком им ся кратко с некоторыми положениями. П еред летными испытаниями на определение характери сти к пре рванны х и продолженных взлетов по данны м аэродинамического расчета строят зависимости типа приведенных на рис. S6*. З а д а в аясь различны ми скоростями о т к а за критического двигателя, нахо д ят д ля к а ж д о й из них дистанцию прерванного взлета, длину р а з бега и дистанцию продолженного взлета. Д л и н у дистанции п родол женного взлета определяю т при полной тяге всех двигателей до скорости отказа, а на больших скоростях при меньшей суммарной тяге (с неработаю щ им критическим д ви гател ем ). Г раф и ки строят д ля одного постоянного взлетного веса самолета. П ри расчете дис танции прерванного взлета в длину участка торм ож ения условно включается длина, проходимая сам ол етом за время реакции пилота (обычно 3 сек) — интервал времени м е ж д у отказом д ви гателя и принятием решения (рис. 87). П ри этом учитывается, что перевод исправных двигателей на реж им малого га з а и включение колесных тормозов осущ ествляется после окончания третьей секунды с мо мента достижения скорости о тказа ( F 0 tk) с интервалом в 1 сек, а д ал ее с таким ж е интервалом вклю чаю тся все имеющиеся на сам о лете прочие средства тормож ения: спойлеры и интерцепторы, реверс тяги или тормозны е параш ю ты. Если двигатель д л я компенсации падения тяги имеет включение чрезвычайного р еж и м а работы, как 0) L,m J-JL 1 / 'v" ------------------- ч i la \ /K v I й 7\ i i | ! I | 1 1 0,---------------J ----- Гiso Vpvt ZOO К ! ! V j ' ! i : i Ш =Юкм/ч 1 \vh 1 принятии решения Vi Скорость принятия решения Рис. 86. Характер изменения параметров прерванных и продолж енны х взлетов ( а ) и характер изменения параметров прерванных взлетов и потребной длины разбега (б ) : / — дистанция продолж енного взлета для С2> С ,; 2 — фактическая длина разбега * Летные испытания самолетов. М., «Машиностроение:», 1968, 423 с. Авт.: М. Г. К о т и к , А. В. П а в л о в , И. М. П а ш к о в с к и й, М. Г. Щ и т а е в. 146 Рис. 87. Схема участков взлетной дистанции д л я двухдвигательного самолета с одним неработаю щим двигателем: а — дистанция прерванного взлета; б — дистанция продолженного взле т а ; в — потребная длина разбега; U m cg — минимально эволю тивная скорость разбега например у са м олета Ту-104, то реакц ия пилота т а к ж е учитывается при расчете длины продолженного взлета. В процессе летных испытаний при взлете стремятся наиболее точно имитировать внезапный отказ д вигателя. П родолж енны е взлеты выполняются с постепенным уменьшением скорости имита ции о тказа д ви гателя от полета к полету (в отличие от прерванных взлетов). В н ачале имитируют отказ критического д ви гателя после отры ва, затем до отрыва, но на достаточно большой скорости, обес печивающей уверенное продолж ение взлета. Д а л е е отказ двигателя имитируется на разб еге при меньших скоростях до скорости, при которой пилот уж е не в состоянии у д ер ж а ть сам олет от р а з ворота и кренения. В к а ж д о м случае из летного эксперимента оп ределяются длина р азб ега и взлетн ая дистанция. Полученные х а рактеристики продолженны х взлетов ^щюд-взл наносят на график, приведенный на рис. 86, а. П рерванн ы е взлеты выполняю тся с постепенным увеличением скорости имитации о тк а за критического двигателя. Зам ерен н ы е при этом величины дистанций прерванного взлета ^прерв.взл наносят на тот ж е граф и к в зависимости от скорости отказа. 147 Тормож ение тяж ел ого многодвигательного самолета после п р и нятия решения о прекращении взлета при сравнительно большой скорости отказа д ви гател я мож ет привести к весьма большой д л и не пробега до полной остановки самолета. В точке пересечения зависимостей дистанции продолженного взлета до набора высоты условного препятствия и дистанции п р е рванного взлета (см. рис. 86, а) определяется скорость принятия решения Vi (критическая скорость взлета, при которой в случае отказа критического д ви гателя возмож ны ка к безопасное п р е к р а щение взлета, так и его продолжение в пределах располагаемой длины летной полосы 1). Л ев ее точки Д находится скорость о т к а з а д вигателя W k - И н тер в ал у времени в 3 сек соответствует в среднем прирост скорости АV = 10 км/ ч, поэтому принимается 1Л = 1/ о т к + -f-AV/= 3 ceK. Точка пересечения Д определяет сбалансированную длину взлетной дистанции L cб, когда дистанции прерванного и п р о долж енного взлета равны. К а ж д о м у значению взлетного веса д л я конкретных атмосферных условий и положения закры лков соответ ствует своя скорость о тказа двигателя (критическая скорость п р и нятия решения) и величина сбалансированной взлетной дистанции (или сбалансированной длины летной полосы аэродром а £ в п п = ^ с б ) • Чем больше взлетный вес самолета, тем больше и в е личина L c6. Если принять решение о продолжении взлета при от казе двигателя на скорости, меньшей V например на VK (см. рис. 86, а), то д ли н а продолженного взлета £ Прод-взл превысит L cq, т. е. L K> L C6, а в случае прекращ ения взлета на скорости l JH> V t будет превышен тормозной путь самолета (LH> L Cб) - Т ак и м образом, из материалов летных испытаний определяют х а р а к т е р и стики прерванных и продолженных взлетов, которые позволяют сделать следующий вывод: если отказ двигателя на взлете п р о изойдет до достижения скорости Vi, взлет необходимо прекратить, если ж е при скорости, большей V\ — взлет продолжать. П и л от долж ен твердо з н ать при к аж д ом взлете (для конкретных условий старта) скорость принятия решения. С помощью рассмотренных зависимостей определяются зн а ч е ния минимально необходимых длин Р Л П (см. рис. 84, а). Н а л и ч и е К П Б позволяет уменьшить потребную длину бетонной части л е т ной полосы, а в случае прерванного взлета К П Б служит для в ы к а ты вания самолета. Н а рис. 87, а видно, что в участок тормож ения входит К П Б . По BCAR при выборе аэродрома, пригодного по своим р а з м е р а м д л я безопасной повседневной эксплуатации пассаж ирского самолета, руководствуются еще следующими характеристиками: располагаемой длиной разбега, т. е. той длиной В П П , которая м о ж ет быть непосредственно использована для разб ега самолета, р а с полагаемой длиной д ля прерванного взлета, т. е. той частью В П П 1 Г а л л а й М. JI. П олет самолета с неполной и несимметричной тягой. М., «Машиностроение», 1970, 192 с. 148 или В П П + К П Б , которую мож но использовать д ля прерванного взлета, и располагаем ой длиной д ля продолженного взлета, т. е. той частью В П П + К П Б + П В П , которая мож ет быть непосредствен но использована для продолженного взлета. Х арактеристики р а с полагаемых длин В П П за я в л я е т администрация аэропорта. О днако не всегда возможно выбирать аэродром только по сб а л ансированной длине В П П ( В П П + К П Б ) . Если в направлении курса взлета имеются открытые подходы, то набор высоты 10,7 м мож ет происходить на некотором удалении от торц а В П П ( В П П + К П Б ) , т. е. в зоне П В П , и тогда длина про долж енного взлета (до набора Я = 10,7 м) мож ет быть больше, чем прерванного. Тем самым можно расш ирить эксплуатационны е воз можности самолета. Д л я этого рассм атривается так н азы ваемы й разб ал ан си р ов ан н ы й взлет. При этом т а к ж е строят графики, п ока занные на рис. 86, а, но оперируют у ж е в зоне, расположенной левее точки Д . П роведя вертикальные секущие из точек различных значений скоростей о тказа, получают малы е длины прерванного взлета в пределах В П П или В П П + К П Б и большие длины продол женного взлета (всегда больше, чем сб ал ан си ро в ан н ая дистан ци я). Здесь длина продолженного взлета склады вается из р ас п о л аг а е мой длины В П П д ля р азб ег а и воздушного участка (над К П Б и П В П ) до наб о ра высоты 10,7 м. Отметим, что величина воздуш но го участка для самолета с двумя дви гателям и (наихудший случай в летной практике) при взлете с одним неработаю щ им двигателем составляет в среднем 450— 750 м. Выбор или назначение скорости принятия решения Vi из указан ны х условий определяется в о зм о ж ностью заверш ения взлета на данной р асполагаем ой В П П . О п ределяя скорость принятия решения Vi (скорость о тказа д в и гателя) и скорость подъема передней ноги шасси V'r для области скоростей, л еж а щ ей левее точки Д , мы тем не менее относим их к весу самолета по значению сбалансированной длины взлетной дис танции. Р ассмотрение разб ал ансир ован н о го взлета осущ ествляется при совместном сравнении таких парам етров, к а к потребная длина р а з бега н прерванного взлета (см. рис. 87). Определенные в летных испытаниях длины потребного р азб ега и прерванного взлета т а к ж е наносят на граф и к в зависимости от скорости принятия реш е ния (см. рис. 86, б) для постоянного взлетного веса самолета. В точ ке Р пересечения кривых определяют другую скорость принятия решения, соответствующую сбалансированной длине разбега, т. е. той располагаемой длине В П П , на которой в случае о тказа крити ческого двигателя самолет мож ет заверш ить ка к разбег, т а к и пре рванный взлет. По значениям сбалансированной длины взлетной дистанции и сбалансированной длины р азб е г а выбираю т максимально допусти мый взлетный вес и соответствующее отношение скоростейрЛ . Расш ирение возможностей эксплуатации самолета на аэродромах, имеющих заданны е п арам етры В П П , К П Б и П В П , покаж ем на 149 следую щ ем примере. Н апри м ер , длина бетонной части В П П состав л яе т 2 000 м, а д ли н а К П Б 300 м. Если р ассм атривать сб ал ан си ро ванный взлет, то нужно учитывать суммарную длину, равную 2 0 0 0 + 3 0 0 —5 0 —50 = 2 200 м*. Это будет сб ал ан си р ован н ая длина взлетной дистанции, которую обозначим через Д. Исходя из этой величины можно определить допустимый взлетный вес (при вы б ранном угле отклонения закр ы л ков и определенных атмосферных условиях). Теперь предположим, что имеется П В П длиной 300 м. Тогда высоту 10,7 м при продолженном взлете самолет мож ет н а б р а т ь на расстоянии 2 0 0 0 + 3 0 0 + 3 0 0 — 50 = 2 5 5 0 м от н ач ал а ст а р та, а для прекращ ения взлета мож ет быть использована сб ал ан си ро в а н н а я длина В П П и К П Б , р ав н ая 2 200 м. Закончить разбег самолет д олж ен за 50 м до торца В П П , т. е. в пределах 1 900 м. Т ак , рассмотрение сбалансированной взлетной дистанции и с б а л ан си рован ного р азб ега позволяет вы брать максимально допусти мый взлетный вес. В § 6 приведен пример определения м а к си м ал ь но допустимого взлетного веса самолета при отказе одного д в и га теля (самолет с двум я д ви гате л ям и ). § 4. Т Р А Е К Т О Р И Я НАБОРА ВЫСОТЫ Б о р ь б а за безопасность взлета привела к установлению опреде лен н о й техники пилотирования самолета и разделению начального н аб ор а высоты на этапы (участки), где всегда в случае во зм ож н о г о о тказа одного из двигателей обеспечивается безопасность поле та. П оэтому требованиями И К А О регламентируются не только ус ловия взлета, но и условия так назы ваем ого начального набора вы соты с неработаю щ им двигателем — до достижения самолетом вы•соты полета по кругу, или до наб о ра высоты заданного эшелона (полет на другой а э р о д р о м ). По Н Л Г С С С Р начальный набор высоты условно делится на •следующие этапы: второй, третий, четвертый (см. рис. 84, а). В т о р о й э т а п — участок полета, где самолет соверш ает по л е т на безопасной скорости, здесь закан чи вается уборка шасси. •Угол наклона траектории (градиент) в случае о тк а за критического д в и г а т е л я в зависимости от типа самолета и количества д вигате лей д олж ен составлять от 0,5 до 1,3%. Т р е т и й э т а п — основной расчетный этап, определяющ ий дол устим ы й взлетный вес из условий обеспечения необходимого з а паса высоты сам ол ета над препятствиями в зоне аэродрома. П о л е т здесь выполняется с постоянной скоростью (обычно Убез), у б р ан н ы м шасси и отклоненными зак р ы л кам и . Значение м и н им аль ного угла наклона траектории при полете с отказавш им д ви гате л е м составляет д л я самолетов с двум я двигателями 2,5%, д ля са молетов с четырьмя двигателями — 3% . Закан ч и в аетс я третий этап * При выкатывании на К П Б в случае прерванного взлета самолет должен ■остановиться за 50 м до ее границы; 50 м учитываются в данном примере на установление самолета на ВПП. J 50 на высоте 100 м, где пилот мож ет увеличить скорость полета и у б рать м еханизацию кр ы л а. Ч е т в е р т ы й э т а п — участок полета, где достигается высота круга, и самолет с у ж е убранной м еханизацией переходит в набор высоты установленным методом (полет на другой аэродром) или выполняет полет на высоте прямоугольного м а р ш р у та 400—600 м н а д уровнем аэродрома. Н а рис. 84, б представлена схема т а к ж е условного разделения начального набора высоты по BCAR д ля самолета с одним н ер аб о тающ им двигателем. П редп олагается, что аэродром располож ен на местности со сложны м рельефом и самолету необходимо или н а брать высоту полета по кругу д ля захо д а на посадку, или продол ж а ть дальнейш ий набор высоты д ля следования на другой аэ р о дром. Поэтому вся траектория наб о ра высоты р азб и вается на пять характерны х участков. Пояснением к этой схеме является табл. 9 (самолет Т у -134 с двум я двигателями, продолж ительность взлет ного реж им а работы 5 м и н ) . С высоты 10,7 м в конце взлетной дистанции начинается п е р вый у ч а с т о к , на котором д о л ж н а закончиться уборка шасси. Незначительное время уборки шасси (8— 15 сек д а ж е при от к а зе одного дви гателя) позволяет быстро уменьшить вредное сопротив ление и повысить качество самолета. П олет здесь выполняется на безопасной скорости взлета V% достигнутой ещ е на р азб еге до от рыва. Градиент траектории на первом участке д олж ен быть больш е нуля. После уборки шасси начинается в т о р о й у ч а с т о к значи тельно более интенсивного наб ор а высоты. Н ормируем ы й полный градиент наб ора высоты составляет здесь д ля самолета с двум я двигателями 2,4%; с трем я ■ — 2,7 и 3% д л я самолета с четырьмя двигателями. Чистый градиент мож ет быть на 0,8— 1,0% меньше полного. Эта разница предусматривается в расчете на неточность техники пилотирования и прочие погрешности, связанны е с откло нением от нормируемых скоростей. Второй участок траектории по BCAR является одним из р а с четных в определении допустимого взлетного веса из условия обес печения необходимого за п а с а высоты самолета над препятствиями по курсу взлета (Б П Р М , столбы огней подхода и т. д .). Д л я со зд а ния наиболее крутой траектории обычно производится выбор оп тимального угла отклонения закры лков. Рассм отрим , к а к а я верти к а л ь н ая скорость будет у самолета Ту-134, если при скорости 270 км/ч (75 м / с е к ) градиент наб ора высоты 2,4%: sin 0 = ^ - = 0 , 0 2 4 ; V y = 1/0,024 = 7 5 -0 ,024 = 1,8 м/ сек. Мы получили вертикальную скорость 1,8 м/сек (угол н аб ор а 1°22'). Д л я самолета с четы рьмя двигателями (Ил-62) при скорости полета 324 км/ч в ерти кальн ая скорость составит V „ = 9 0 - 0 ,0 3 = = 2 , 7 м/сек, а угол наб о ра 0 = 1 ° 4 5 / . Необходимо отметить, что в стандартны х условиях самолет с одним н еработаю щ им двигателем имеет большие вертикальные скорости, поэтому несложно обеспе151 Таблица 5S 5S э. S О >> ^ ■a; ih<U сП n = H < u 4 rt ffl rf 3°j S Q. VO >1 CO CQ О A & X VO CQ X о » g. t- >4 CQ о Si >ь Q. VO >> CQ о о С со о 0S) X О) £ 2 СО 152 о ч о С а>>-, сз Он S О - Он о о. о и X о S' S а. 5 о 1 Г я ГГ чить необходимый угол наклона траектории. Хуже обстоит дело в расчетных условиях и особенно при высоких тем пературах н а р у ж ного воздуха (та кж е для высокогорных аэродром ов), когда резко снижается в ерти кальн ая скорость. Обычно на расстоянии 900— 1 ООО м от торца В П П располагается ближний приводной р ад и о м аяк (Б П Р М ) с мачтам и высотой 10— 12 м. П ри продолженном взлете самолет пролетает здесь у ж е с почти убранны м шасси на высоте 20— 25 м. Необходимо, чтобы траектория полета самолета проходила выше линии ограничения препятствий, тогда меж ду чи стой траекторией полета и линией ограничения препятствий будет обеспечен необходимый запас. Допустимый взлетный вес сам о л ета выбирается из условия прохождения самолета на втором участке при значениях указан ны х выше градиентов, иначе вес сам олета необходимо уменьшать. Закан ч и в аетс я второй участок на высоте не менее 120 м, на ко торой мож но перевести самолет в горизонтальный полет д ля увели чения скорости. На т р е т ь е м у ч а с т к е , представляю щ ем горизонтальный полет, при взлетном р еж им е работаю щ их двигателей производится разгон самолета до значения безопасной скорости V2— 1,2 VMs l (соответствующей убранном у положению за к р ы л к о в ), з а т е м они убираются. На ч е т в е р т о м у ч а с т к е траектории, когда шасси и з а крылки убраны, самолет долж ен н аб рать высоту полета по кругу в среднем 450 м. К огда взлетный реж им работы двигателя ограни чивается (например, д ля двигателя Д-30 — 5 м и н ) , четвертый у ч а сток продол ж ается только до точки ограничения. Д л я самолетов с тремя и четырьмя двигателями, где имеются большие избытки тяги, третий и четвертый участки могут сливаться в один до набора вы соты 450 м (см. рис. 87, б ) . После прохождения точки ограничения взлетного реж им а р а б о ты двигателя или набора высоты 450 м обороты работаю щ их д в и гателей уменьш аю т до номинальных. Н абор высоты производится с убранными зак р ы л ка м и на скорости У2, достигнутой в конце третье го участка. П я т ы й у ч а с т о к — это горизонтальный полет, где необходи мо разогн ать самолет с одним неработаю щ им двигателем до безо пасной скорости наб о ра высоты У2, равной 1,25 V m s , ; п о л н ы й г р а диент траектории долж ен быть не менее 0,8— 1,0% (для самолета с двумя двигателями — 0,8%, с тремя — 0,9% , с четырьмя — 1%) . Шестой у ч а с т о к — это или высота точки о-граничения взлетного реж им а, или 450 м. Здесь производится набор высоты Для полета по маршруту. Этот участок полета, ка к и второй, м о ж ет потребовать ограничения взлетного веса самолета, если при указанны х градиентах препятствия в районе аэрод ро м а не могут быть преодолены. Д л я самолета с двум я двигателями полный градиент набора со ставляет 1,2% (чистый 0 ,4 % ), для са м олета с т р е м я дви гателям и — 1,4, с четырьмя — 1,5%. 153 § 5 О П Р Е Д Е Л Е Н И Е МА КСИ М А ЛЬН О Д О ПУ СТИ М ОГО В ЗЛЕТНО ГО (П О С А Д О Ч Н О Г О ) ВЕСА САМ ОЛЕТА В ЗАВИСИМОСТИ ОТ Т ЕМ ПЕ РА ТУ РЫ Н А Р У Ж Н О ГО ВОЗДУХА И ВЫСОТЫ РА С П О Л О Ж Е Н И Я А ЭРО ДРО М А Рассмотрим выбор допустимого взлетного веса самолета по BCAR д ля второго и шестого участков траектории, который обеспе чивает необходимый зап ас высоты над препятствиями по курсу взлета, рассмотренный в § 4. П редполож им, что допустимый взлетный вес самолета с двумя д ви гате л ям и из условия прочности составляет 50 000 кГ, а опти мальный угол отклонения закры л ков 20°. Н апри м ер, для стандартны х условий на старте (рн= = 760 м м рт. ст. и / = 1 5 ° С , рис. 88) на втором участке допустимый взлетный вес — 48 700 кГ, а в расчетных (рн= 7 3 0 м м рт- ст. и / = 3 0 ° С ) — только 41 700 кГ. П оэтому в условиях, резко отличаю щихся от стандартных, рекомендуется отклонять закры л ки на меньший угол (5— 15°), чтобы сохранить потребный градиент н а б о ра высоты при высоком значении взлетного веса. И з рис. 89 вид но, что д ля шестого участка при номинальном реж им е работы д ви г ателя допустимый взлетный вес намного больше. Это объясняется тем, что самолет летит с убранными зак р ы л кам и . Н апри м ер, д аж е д л я # = 500 м и /= ;1 5 ° С допустимый вес больше 48 700 кГ, он р а вен примерно 50 000 кГ. И з сравнения двух номограмм видно, что на втором участке ограничения д ля взлета более жесткие, хотя д ви гател ь работает на взлетном режиме. Н о и шестой участок н а кл ад ы ва ет свои ограничения (при невысоком значении тяги номи нального р еж и м а). К огда необходимо определить максимальны й взлетный вес на втором участке траектории при двух работаю щ их д вигателях и значительно большем градиенте наб о ра высоты (в частности, при нято рассм атривать sin 0 = 0,05% ), пользуются графиком, п ред став ленным на рис. 90. Естественно, что при всех р аботаю щ их д в и г а телях, д а ж е при большем нормируемом градиенте н аб ор а (5 % ), летны е данны е самолета значительно улучшаются. К а к видно, вплоть до высот 2 000— 2 500 м и тем ператур 30— 35°С допустимый взлетный вес п р и б л и ж ается к допустимому по прочности и состав ляет 48 000—50 000 кГ. Точно т а к ж е по граф и ку на рис. 91 определяется м акси м ал ь ный взлетный вес при двух работаю щ их дви гателях на шестом участке траектории. Н орм ируем ы й градиент здесь 3 % , а допусти мый максимальный вес т а к ж е имеет несравнимо большее значение, чем при одном н еработаю щ ем двигателе. Д в а последних граф и ка позволяют оценить летные дан ны е самолета со всеми р аб о таю щ и ми двигателями, когда взлет производится в условиях особенно высоких тем ператур на ружного воздуха и низко го давления. В инструк циях по летной э к с п л у а тации сам олета так и е графики помещены д ля ОТ \t= r “ 1 полной информ ации о взлетных х арактер и сти к а х сам ол ета, а т а к ж е х а рактеристиках наб ор а вы \ \ > соты д л я полета по м а р ш Ч N \ руту\ 2 5 \ > Помимо определения ч \ \ максимально допустимого взлетного веса по BCAR рассм атривается т а к ж е и максим ально допустимый (5 М 40 U,7 Я вес самолета на посадке. Рис. 88. Определение максимального взлет Это необходимо или для ного веса самолета на втором участке траекто оценки потребной В П П в рии в зависимости от температуры и высоты пункте посадки, или на расположения аэродрома для следующих усслучай вынужденной п о ловий: полный градиент набора высоты с од~ ним неработающим двигателем составляетсадки. П роверка посадоч 2,4% ; закрылки отклонены на 20°; шасси у б р а ного веса сам ол ета прово но; режим работаю щ его двигателя взлетный дится из условий в о зм о ж ного ухода на второй круг (прерванный заход) ка к со всеми работаю щ им и двигателями, так и при одном неработаю щ ем. Это необходимо потому, что на некоторых высоко горных аэрод ро м ах допу стимый (из условия ухо да на второй круг) п оса дочный вес мож ет о к а заться меньше расчетного из-за коммерческой н а грузки. Тогда необходимо уменьшить взлетный вес или за счет коммерческой йбзл, Т нагрузки, или за счет топлива. Рис. 89. Определение максимального взл ет Н о м о гр а м м а на рис. ного веса самолета на шестом участке тр аек 92 построена д л я г р ад и тории в завиойлости от температуры и высоты ента траекторий набора расположения аэродрома при следующих усло 3,2% с выпущенным ш а с виях: полный градиент набора высоты с одним неработающим двигателем составляет 1,2%; си при уходе на второй закрылки и шасси убраны; режим работаю щ е круг после вывода двигаго двигателя номинальный. 153, Наэртм максимального взлетного веса самолета на втором участке траектории в з а висимости* от температу ры и высоты располож е ния аэродрома при сле дующих условиях: пол ный градиент набора вы соты с двумя работаю щими на взлетном реж и ме двигателями состав л яет 5% ; закрылки от клонены на 20°; шасси убрано Рис. 91. Определение максимального взлетного веса самолета на ш ес том участке траектории в зависимости от темпе ратуры и высоты распо лож ения аэродрома для следующих условий: пол ный градиент набора вы соты с двумя работаю щими на номинальном режиме двигателями со ставляет 3% ; закрылки и шасси убраны \56 телей на реж им 0,95 взлетного. Р а с смотрение гр аф и к а показы вает, что в стандартны х условиях допустимый вес большой, но он значительно снижается в условиях, превыш аю щ их расчетные. Обычно х уж е обстоит дело, когда про изводится проверка допустимого веса при уходе на второй круг с одним не работаю щ им двигателем. Здесь важ н о выбрать оптимальный угол отклонения зак ры л ков д л я заход а на посадку и скорость захода, т а к ка к нормируемый полный градиент, например д л я р ас см атриваемого (гипотетического) с а м о лета с двум я двигателями, д олж ен быть не менее 1,1% на взлетном ре жиме р аботаю щ его двигателя. О бы ч но оптимальный угол отклонения з а крылков д л я зах о д а на посадку с од ним неработаю щ им двигателем сос тавл яет 15— 25° (рассмотрим пример для угла 20°). С равнение графиков на рис. 92 и 93 п оказы вает, что допусти мый посадочный вес са м о л ета с одним н еработаю щ им двигателем меньше, чем в нормальны х условиях полета ( р а б о тают of>a д ви гате л я). Рассмотренны е номограммы позво ляют пилоту принять правильное ре шение в указан ны х выше ситуациях. О д н ако этим еще не ограничивает ся рассмотрение допустимых м а кси мальных весов. Н ормы летной годно сти BCAR требуют рассмотрения так назы ваем ой продолженной посадки и определения м аксимального посадоч ного веса, когда самолет производит посадку (в нашем примере) с двум я и одним работаю щ им и двигателями (продолженный зах о д ). Это необходи мо для оценки возможности исп равле ния ошибок, требующих «подтягива ния» самолета. При посадочном поло жении закры л ков (в наш ем случае 38°) для двух р аботаю щ их двигателей на номинальном реж им е нормируемый полный градиент снижения долж ен быть положителен. Тогда при увеличе нии числа оборотов двигателя для . Рис. 92. Определение максималь ного посадочного веса самолета в з а висимости от температуры и высоты расположения аэродрома для прер ванного захода на посадку при сле дующих условиях: полный градиент набора высоты с двумя работаю щ и ми . двигателями на режиме 0,95 взлетного составляет 3,2%; шасси вы пущено; закрылки отклонены в по садочное положение (38°); выпущен посадочный щиток Рис. 93. Определение максималь ного посадочного веса самолета в з а висимости от температуры и высо ты расположения аэродрома для прерванного захода на посадку при следующих условиях: полный гради ент набора высоты с одним р абота ющим на взлетном режиме двига телем составляет 1,1%; шасси выпу щено; угол отклонения закрылков — 20 ° подтягивания самолета к В П П (после выхода двигателей на номи нальный реж им ) п рекратится снижение, и самолет коснется В П П с наименьшей вертикальной скоростью. Д л я посадки с одним н ера ботающим двигателем допустимый градиент снижения не долж ен быть менее — 2% при том ж е оптимальном угле отклонения з а крылков (в наш ем примере 20°). Это гарантирует посадку с в ер тикальной скоростью не более 1,2— 1,5 м/сек, что д л я аварийного случая мож но считать допустимым. Н а рис. 94 д ля расчетных ус ловий допустимый посадочный вес составляет 42 900 кГ, а по но мограмме рис. 95 всего 40 600 кГ. § 6. О П Р Е Д Е Л Е Н И Е М А КСИМАЛЬНО Д О ПУ СТИ М ОГО В ЗЛЕ Т Н О ГО ВЕСА ПО ПАРАМЕТРАМ D и Р Рассмотренный в § 5 выбор максим ально допустимого взлетно го веса, когда критерием является градиент наб о ра высоты 2,4% на втором участке траектории или 1,2% на шестом не всегда позво ляет осуществить безопасное заверш ение взлета в случае отказа 157 \ t = 5',C^ \ 4 2000 ч \ ,5 \ о ^ \ ч ___ _ WOO ч \ \ X 4 \ 330 0 Рис. 94. Определение макси мального посадочного веса сам о лета в зависимости от тем перату ры и высоты расположения аэро дрома для продолженного захода на посадку при следующих усло виях: полный градиент снижения с двум я работающими на номи нальном режиме двигателями сос тавляет 0% ; шасси выпущено; закрылки отклонены на 38°; вы пу щен посадочный щиток Рис. 95. Определение макси мального посадочного веса сам о лета в зависимости от температу ры и высоты расположения аэрод рома для продолженного захода на посадку при следующих усло виях: полный градиент снижения с одним работаю щим на номи нальном реж име двигателем сос тавляет —2% ; закрылки отклоне ны на 20°; шасси выпущено двигателя на конкретном аэродроме. Поэтому вторым этапом под готовки пилота явл яется проверка возможности взлета в известных конкретных у с л ш и я х . Д л я этого необходимо зн ать все х ар а к тер и стики В П П и аэродром а, о которых мы упоминали в § 2 этой г л а вы: располагаем ы е длины р азб ега (только по В П П ) , прерванного взл ета (только в пределах В П П + К П Б или только В П П ) и про долж енного взлета ( В П П + К П Б + П В П ) . Предполож им, что д ли н а В П П — 2000 м, К П Б — 300 м и П В П — 300 м. Д л я р азб ега сам олета мож ет быть использовано только 1900 м (самолет устанавл и в ается в 50 м от н ач ал а В П П , а отрыв долж ен произойти за 50 м до конца В П П ). Д л я прерванного взлета используется В П П + К П Б общей длиной 2200 м, д л я про долженного — В П П + К П Б + П В П , т. е. 2550 м. П рим ер рассмотрим д л я следующих условий старта: тем п е р а тура — 25°С, высота располож ения аэродром а — 300 м, скорость встречного ветра 2 м/сек, уклон полосы вверх 0,5%, коэффициент трения тормож ения / тр при прерванном взлете — 0,22, угол откло нения закры л ко в — 20°. Н а рис. 96 п редставлена номограмм а, по которой мож но опре делить величины D и отношения 158 *R Э та н омограмм а служ ит Рис. 96. Определение величины D и относи тельной скорости принятия V\ решения ~ . i p Э Э -Q о,/5 для располагаемой ё 6 Щ 05 о то 2000 т зооо Длины прерванного и Располагаемая длина прерванного Взлета, м продолженного взлета (в э = 2 0 ° ) при следующих условиях: располагаем ая длина продолженного взлета — 2550 м; располагаем ая длина прерванного взлета — 2200 м; уклон по лосы вверх — 0,5%, встречный ветер — 2 м /сек, коэффициент трения тормо ж ения — 0,22 \ промежуточным звеном при нахождении веса самолета, где учиты вается коэффициент трения при тормож ении самолета на п рер ван ном взлете, уклон В П П , направление ветра на взлете, и позволяет д ал ее (по другой номограмме) определить допустимый взлетный вес с учетом атмосферных условий. Если из точки О на рис. 96 провести диагональ под углом 45°, то будет определена величина D сбалансированной длины В П П , когда н аблю дается равенство длин продолженного и прерванного взлетов (без учета уклона полосы, н ап р ав л ен и я ветра и коэф ф и ци ента трен и я). Если ж е эти п ар ам етр ы учитываются и р ассм атр и ваются разны е длины продолженного и прерванного взлетов (так назы ваемы й р азб ал ансиро ван н ы й в з л е т ) , то оп ред еляем ая величина D (в частном случае она может быть больше располагаем ой длины прерванного взлета) относится уж е к другому взлетному весу самолета, но д ля сбалансированны х условий (см. § 3 этой г л ав ы ). Н а оси « Р а с п о л а г а е м а я длина продолженного взлета» о т к л а ды ваем величину 2550 м и ведем горизонтальную линию до пере сечения со значением уклона «0,5% вверх» и из точки пересечения идем на линию отсчета уклонов. Д а л е е п родол ж аем гори зонталь ную линию до пересечения с линией, соответствующей значению * встречного ветра 2 м/сек. Из точки пересечения идем до линии отсчета направления ветра и ведем горизонтальную секущую на правую половину граф и ка, где нанесена сетка значений D и у~. Теперь, отложив значение 2200 м на горизонтальной ш к ал е « Р а с п олагаем ая длина прерванного взлета» (на линии отсчета ко эф ф и циента трения то р м о ж ен и я ), проводим линию до значения з а д а н ного коэффициента трения 0,22. И з точки пересечения ведем наклонную линию до линии отсче та, откуда п р одолж аем вертикальную линию, внося поправки на уклон В П П и значение встречного ветра. От линии отсчета ветра проводим вертикальную секущую и в точке а пересечения с гори зонтальной линией определяем значение D = 2330 л и j ^ = 0,92. По граф ику рис. 97 д л я значения £ > = 2 3 3 0 м, высоты расп ол о ж ени я аэродром а 300 м и тем пературы 25°С определяем значение м аксимального взлетного веса — 42 800 кГ. Д л я самолета с этим весом (из условия ранее определенной величины D) тем самым обеспечивается «попадание» в точку на высоте 10,7 м в случае продолженного взл ета (на удалении 2550 м от н ач ал а старта) или остановка самолета в конце В П П + К П Б при прерванном взлете (L = 2200 м ) . Скорости V\ и V# определяют возможность з а в е р шения взлета на данной В П П . Д ругое значение максимального взлетного веса определим че рез величину сбалансированного р азб ега Р по граф ику рис. 98. Н а ш к ал е « Р а с п о л а г а е м а я длина разбега» отклады ваем величину 1 900 м и ведем горизонтальную линию до пересечения с линией и «уклон 0,5% вверх» и из точки пересечения идем на линию отсче160 Рис. 97. Определение максимального взлетного веса( ба = 2 0 ° ) для располагаемой длины прерванного и продолженного взлета при следующих условиях: величина Д = 2 400 м; Я аэр = 300 м; /= 2 5 ° С та уклонов. Д а л е е п ро до л ж аем горизонтальную линию до пересече ния с линией, соответствующей значению встречного ветра 2 м/сек. И з точки пересечения идем до линии отсчета нап равл ен ия ветра и ведем горизонтальную секущую на правую половину граф и ка, где нанесена сетка значений Р и щ . Затем на горизонтальной ш к ал е « Р асп о л агае м ая д ли н а прерванного взлета» (на линии от счета коэффициента трения торм ож ен ия) откл ад ы ваем значение 2200 м и вводим поправку на зад ан н ы й коэф ф ициент трения 0,22. И з точки пересечения ведем наклонную линию до пересечения с л и нией отсчета, откуда проводим вертикальную линию, внося п о прав ки на уклон В П П и значение встречного ветра. От линии отсчета ветра проводим вертикальную секущую и в точке б пересечения с горизонтальной линией определяем, что Р = 2000 м и ^ - = 0,935. По граф и ку рис. 99 д л я значения Р = 2000 м, высоты р асполо жени я аэрод р ом а 300 м и температуры 25°С определяем значение максимального взлетного веса — 41 000 кГ. В злет с этим весом обеспечивает разб ег в пределах располагаем ой длины В П П = 1 9 0 0 м при продолженном взлете и полную остановку с а молета в конце В П П + К П Б = 2 200 м при прерванном взлете. З а м аксимальны й допустимый взлетный вес д ля взлета с В П П указанны х выше р азм ер ов принимается согласно требованиям норм летной годности наименьший вес, т. е. 41 000 кГ, которому соответ ствует относительная скорость принятия решения щ = 0,935, По граф и ку рис. 100 (угол отклонения зак ры л ков 20°) д ля взлет ного веса 41 000 к Г определяем скорость п одъем а передней ноги шасси 246 км/ч и скорость принятия решения Vi = 230 км/ч (т. е. скорость п ринятая решения после о тказа д ви гателя значительно меньше скорости п одъема передней стойки). П илот Должен запом6—4779 161 0 0,5 Вниз Уклон, % 4Jii4-Г "Ч 1 — 'Линия отсче ic «5о3 ^3 та 1 1 >1 1 1 1 Линия отсчета Ef tS£(7,/5 ®-£э= § В 5 0,05 2000 3000 Располагаемая длина прерданнсго дзлета, м Рис. 98. Определение величины Р и относительной скорости принятия решения V1 для располагаемой длины разбега и прерванного взлета (О3= 2 0 ° ) при следую щ их условиях: располагаемая длина разбега — 1 900 м\ располагаемая длина прерванного взлета — 2 200 м ; уклон вверх — 0,5%; встречный ветер — 2 м/сек\ коэффициент трения тормож ения — 0,22 нить эти скорости и действовать соответствующим образом в слу чае о тказа д ви гателя на разбеге. П ри отказе д ви гателя на скоро стях р азбега, меньших 230 км/ч, взлет следует прекратить, а на больших п родолж ать. 162 Рис. 99. Определение максимального взлетного веса (б3= 2 0 ° ) для располагаемой длины разбега и прерванного взлета при следующих условиях: Р = 2 000 м; вы сота расположения аэродрома 300 м; температура 25°С Меньшее значение взлетного веса д л я рассмотренных условий (41000 к Г вместо допустимых по градиенту наб ор а 2,4% на втором участке траектории 43 900 кГ, см. рис. 88) объясняется тем, что приведенные разм еры В П П сравнительно м алы д л я температурных условий, близких к расчетным. Д л я стандартны х условий при тех ж е р а зм ер ах В П П , К П Б и П В П допустимый вес будет больше. Проследим это. По граф и ку рис. 97 д ля значения Д — 2330 м при 6* 163 р = 760 м м рт. ст. и / = 1 5 ° С находим вес — 46 600 кГ. З а т е м по граф ику рис. 99 д ля значения Я = 2000 м в тех ж е атмосферных условиях вес равен 45 500 кГ. К а к видно, значения допустимого взлетного веса 46 ООО и 45 500 к Г значительно меньше допустимого веса д л я этих условий с т а р т а — 48 700 кГ, определенного в § 5 этой главы. З а допустимый взлетный вес выбирается наименьший из трех рассмотренных. Н есколько примечаний к использованию графиков D и Р. Ш к а л а располагаем ы х длин продолженного взлета, р азб е г а и п р ерван ного взлета должна охваты вать разм еры полос в пределах 3500— 4000 м. В том случае, если точка пересечения вертикальной и горизонтальной секущих на граф и ках D и Р л еж и т правее линии ~ = 1 , 0 (для аэродромов с большими В П П в ю жны х с т р а н а х ), то р а с п о л а г а е м а я длина прерванного взлета превы ш ает длину аэ р о дром а, которая необходима для прекращ ения взлета д а ж е при ~ =1,0 (т- е. с момента н ач ал а п одъема передней ноги ш а сси ). В этом случае величины D и Р определяю т на пересечении располагаем ой длины продолженного взлета или располагаемой длины р азб ега с л и н и е й - ^ - = 1,0. Д а л е е по гр аф и к а м рис. 97 и 99 определяю т допустимый взлет ный вес. К огда ограничение взлетного веса выбирается из условия полу чения градиента н аб ор а 2,4% на втором участке траектории (или по шестому участку), а не по п ар ам етр ам D и Р, которые опреде л яю тс я совместно со значениями относительной скорости отказа , необходимо п роделать следующее. П о граф и кам рис. 97 и 99 д л я конкретных атмосферных условий старта и принятого допустимого веса определяю тся п арам етры D i и Pi. Н а графике рис. 96 в точке с пересечения секущей д ля располагаемой длины прерванного взлета с найденным значением D i определяю т знаV, чение гг~ • УR Т а к ж е по граф и ку рис. 98 в точке d пересечения п а р а м е т ра P i с вертикальной секущей определяется отношение Н аим еньш ее значение необходимо принять - д ля оп ределения скорости принятия реш ения V i и скорости подъема пе редней стойки VR. Мы рассмотрели графики только для одного угла отклонения з а крылков, в инструкции ж е по летной эксплуатации рассмотренные графики и номограмм ы приводятся д ля нескольких значений углов. Это расш иряет возможности эксплуатации самолета, позволяет всегда в конкретных условиях старта вы брать наибольший допу стимый взлетный вес и получить соответствующую экономическую отдачу. . § 7. ЧИСТАЯ Т РАЕКТОРИЯ ПОЛ ЕТА САМОЛ ЕТА С О Д Н И М Н ЕРА БОТА Ю Щ И М ДВИГАТЕЛЕМ По BCAR д ля оценки возможности взлета сам олета с осв аи в а емого аэрод ро м а в случае о тказа двигателя необходимо построить чистую траекторию полета самолета с одним неработаю щ им д в и гателем, схема участков которой приведена на рис. 87, б. С р а в н е ние чистой траектории полета са м олета до высоты 450 м с линией ограничения препятствий позволяет оценить за п а с высоты над препятствиями и установить допустимый взлетный вес, гаранти ру ю щий безопасную эксплуатацию . Д л я построения чистой траектории и горизонтальной дистанции от линии отсчета, за которую принимается высота 10,7 м, в И н ст рукции по летной эксплуатации и пилотированию самолета помещ е ны необходимые номограммы. По ним д о лж н ы быть определены следую щие параметры : исходный и чистый градиенты набора высоты на I и IV участ ках траектории; чистая высота конца I участка; чистая высота конца II участка; скорость самолета с убранны ми зак р ы л к а м и на IV и VI участ ка х траектории; гори зо нтал ьн ая дальность на III участке за врем я разгона са молета и уборки закры лков; f 450 Рис. 101. Пример чистой траектории горизонталь ной дистанции полета са молета от линии отсчета с одним неработающим двигателем для следую щих условий старта: t = =20°С; Н аэР = 200 ж; 53=20°; G = 4 6 ООО кГ; встречный ветер 3 м /сек; полная высота начала уборки закры лков 150 ж; I, И, III, IV, V — участ ки полета -зоо ж с ъ г ж (в / 10000 20000 Горизонт альная дистанция от линии отсчета, м г определение высоты 460 м или пятиминутной точки взл ета на IV участке; горизонтальная дальность з а врем я разгона самолета до скоро сти наб ора высоты на V участке; чистый градиент н аб ор а высоты на VI участке. Н а рис. 101 показаны числовые значения чистой траектории и горизонтальной дистанции полета сам олета Ту-134 с одним н ераб о таю щ им двигателем д л я указанны х условий на старте. К ак видно, конец II участка находится на расстоянии 6700 м, а высота поле та по кругу (460 м ) достигается на удалении 19 км. Н а расстоянии 22 км от точки отсчета самолет мож ет н аб и р а ть высоту д ля поле та на зап асно й аэродром. Е сли траектори я проходит вблизи препятствий без гаран ти р о ванного зазор а, необходимо уменьшить взлетный вес. Н ом ограм м ы д л я построения чистой траектории наб о ра п ре д усм атриваю т возмож ное отклонение по курсу не более 15°. Если изменение нап равлен ия полета составляет более 15°, необходимо учитывать влияние установившегося р азворота на траекторию по лета самолета. § 8. П И Л О Т И РО В А Н И Е САМОЛЕТА С О Д Н И М НЕРА БОТА Ю Щ И М Д В И Г А Т Е Л Е М П О С Л Е ОТРЫ ВА О тры в самолета с одним неработаю щ им двигателем производят н а тех ж е скоростях, что и при всех р аботаю щ их двигателях. Д л я са м олета с двум я дви гателям и скорость начального набора высо ты р ав н а минимальной безопасной скорости взлета Уг> а Для са молетов с трем я и более дви гателям и допускается разгон до Уг на воздушном участке взлетной дистанции до набора высоты 10,7 м. Так, например, д ля самолета Ту-154 (б3= 2 8 ° , бпред^ 18,5°) при весе 90 000 к Г норм ал ьная скорость отры ва составляет 267 км/ч, а безопасная скорость взлета — 276 км/ч. Д л я самолета Ил-62 при весе 161 000 к Г но рм ал ьная скорость отры ва — 326 км/ч, а б езоп асн ая скорость взл ет а 340 к м/ ч при б3= 2 0 ° . Если самолет имеет недостаточную поперечную управляем ость на таких скоростях, то к а к к вынужденной мере прибегают к уве личению скорости подъем а передней ноги шасси VR и скорости V m c g ■ Это, конечно, увеличивает длину р азб ега самолета, но зато на больших скоростях в озрастает эффективность элеронов. Д л я самолетов с располож ением двигателей в хвостовой части ф ю зе л я ж а (Ту-134, Ту-154, Ил-62) характерно, что отказ любого крайнего двигателя д л я четырехдвигательной схемы или критиче ского двигателя д л я самолетов с д вум я или трем я дви гателям и при разбеге на скорости более 200 км/ ч не вы зы вает зам етны х воз мущений по курсу и д виж ение самолета в задан н ом направлении нетрудно в ы д ер ж ать с помощью рул я нап равлен ия и небольшого 166 отклонения колес передней ноги шасси. В полете после отрыва, когда скорости составляю т 270— 320 км/ч, управление самолетом не вы зы вает затруднений. Асимметрию, вызванную отказом д в и гателя на этом участке полета, обычно парирую т креном 2— 3 г р а д ус а в сторону работаю щ их двигателей. П илотирование самолета непосредственно после отрыва вблизи земли имеет свои п реи м ущ е ства, так к а к при этом благоприятно ск азы вается аэродинамиче ское влияние э к р ан а земной поверхности на уменьшение индук тивного сопротивления самолета. П ри скоростях полета V2 и зак р ы л ках, отклоненных на 10—25°, « = 8 4 - 9 ° и /(= 1 2 4 -1 1 3 * , при этом индуктивное сопротивление р а в но, примерно, половине всего сопротивления самолета. Н априм ер, при значениях качества 12—13 д л я самолета Ту-134 потребная т я га значительно меньше располагаем ой , и самолет мож но либо разогнать, либо перевести в набор высоты. Н а рис. 76 видн о1, что без учета влияния земли д л я угла а 0тр— 13,4° качество самолета К = 10, а с учетам влияния зем ли оно равно 11,2. Н а высоте 10— 15 м влияние э к р а н а земли резко снижается, к этому времени самолет у ж е летит на безопасной скорости. Воздуш ный участок от отры ва д о набора высоты 9— 10 м, наприм ер для самолетов Ту-134 и Ту-154, составляет 400—600 м, а верти кал ьн ая скорость 1,5— 4,5 м/ сек (в зависимости от атмосферных условий). По дости жении безопасной высоты необходимо у б р ать шасси, чтобы умень шить лобовое сопротивление. Д л я самолетов Ту-134 и Ту-154 через б—8 сек после н ач ал а уборки шасси сопротивление значительно уменьшается и избыточная тяга обеспечивает набор высоты с большей вертикальной скоростью, в итоге п овы ш ается безопасность продолженного взлета. Поэтому, если ш асси убирается быстро, первый участок не растягивается. У борка шасси приводит к увели чению вертикальной скорости, например, д л я Ту-134 на 0,5— 1,0 м/ сек и набор высоты происходит с нормируемыми гради ен тами. Н а б о р высоты 100— 400 м по Н Л Г С С С Р или 120—450 м по BCAR необходимо проводить на безопасной скорости. Чтобы избе ж а т ь потери высоты, рекомендуется убирать закр ы л ки в два-три приема с и нтервалам и м е ж д у ними. П асса ж и р с ки е самолеты о б л а д аю т х арактеристикам и, обеспечивающими при необходимости по лет с одним неработаю щ им двигателем на отдаленный запасной аэродром. Д л я этого необходимо после преодоления препятствий и н аб о р а безопасной высоты р азогн ать самолет до скорости 1,215 Vs, (по BCAR шестой участок траектории) на номинальном реж име или по у казан и ю диспетчера выполнить зах од на посадку. Чистый градиент наб ор а высоты на шестом участке определяет вертикальную скорость, например при ^ ^ = 3 1 0 км/ч, верти кал ьн ая скорость н аб о ра = 1 ,0 % составит и скорости 0,86 м/сек. * Самолет с двумя двигателями, двухщелевые закрылки, с„ maX= I, 75. 1 Самолет с трехщелевыми закрылками, предкрылками, cv m «i = I, 9. 167 Г л а в а IX НАБОР ВЫСОТЫ § 1. С И Л Ы , Д ЕЙ С ТВ У Ю Щ И Е НА САМ ОЛЕТ Н а б о р высоты мож ет быть установивш имся и неустановившим ся. Рассмотрим прямолинейный установившийся набор, д ля него можно написать два уравнения: Y -= G cosfi, Р = Q + G sin 0 , где 0 — угол наклона траектор и и 1, в данном случае это угол н а бора высоты. Н а рис. 102, а видно, что п одъем н ая сила У перпендикулярна направлению полета и уравновеш ивает только часть веса сам о л е та — составляю щ ую G cos 0 . Д р у г а я часть веса ( G sin 0 ) у р а в новешивается тягой двигателей. Н апр и м ер, д ля самолета ‘ весом составляю щ ая 46 Т при угле наклона траектории 0 = 6° В) м 5 ~Т А о? § У 1 1 Линия горизонта Рис. 102. Схема сил, действующих на самолет при установивш емся подъеме (а) и определение избытка тяги по кривой Н. Е. Ж уковского для горизонтального по лета (б): / — траектория набора; 2 — продольная ось самолета; 3 — хорда крыла П ри наборе высоты величины в > 0 . 168 <3s jn © = 4 6 0 0 0 - 0 , 1 0 5 = 4 830 кГ, а д ля самолетов весом 84 7 , — 8 820 кГ. Если рас п о л ага ем а я тяга двигателей для самолета с взлетным весом 46 Т в наборе высоты составляет на номинальном реж име 8000—9000 к Г (близко у зем ли ), то больше половины ее тратится на уравновеш ивание веса самолета, а остальное — на преодоление лобового сопротивления. При углах набора высоты 6— 10° величина c o s 0 ^ 1 и первое уравнение можно написать Y — G cos 0 » G . Угол набора 0 можно определить из второго уравнения сил . Sin „ P — Q Р G G ~ Q ' G -D 1 Я ’ где Р — Q — A P — избыток тяги; Р ■ — тяговооруженность сам оле та —■ отношение суммарной тяги двигателей к весу самолета; — величина, о б ратн ая качеству. Д л я определения угла наб о ра 0 необходимо иметь кривые Н. Е. Ж уковского д ля потребной и р асполагаем ой тяг. Т ак как уг л ы наб ора высоты д л я п ассаж и рских самолетов не превыш аю т 6— 10° ( c o s 0 ~ l ) , мож но принять, что лобовое сопротивление при наборе равно лобовому сопротивлению в горизонтальном полете, и воспользоваться кривыми потребной и располагаемой тяг д ля го ризонтального полета. Н а рис. 102, б показано определение м акси мального избытка тяги ДРтах, при котором достигается м а к си м ал ь ный угол набора. М акси м альны й избыток тяги получается при скорости, близкой к наивыгоднейшей, соответствующей м а к си м ал ь ному аэродинамическому качеству самолета. Д л я самолетов с у д ел ь ной нагрузкой 350— 370 к Г / м 2 ( 0 = 4 4 — 46 Т) наивы годнейш ая скорость составляет 360— 370 км/ч; при удельной нагрузке 500—650 к Г / м 2 ( G = 85— 90 Т) — 400— 450 км/ч. П олучаю щ иеся при этом избытки тяг на номинальном р еж им е работы двигателей обеспечивают углы наб ор а 0 = 6— 10°. М еж ду углом 0 , углом т а н г а ж а 'и, углом атаки а и углом уст а новки кры л а срКр существует след ую щ ая зависимость: v + < p K p = e + a . Н априм ер, если угол т а н г а ж а в наборе (для среднего полетного в е с а ) — 8°, угол атаки — 5°, фкр= 3 ° , то e = v + c p K P— < х = 8 + 3 —5 = 6°. Угол набора 0 мож но т а к ж е определить следующим образом. Раюсмотрим набор высоты самолета Ту-134А в первоначальный момент после взлета; УПр = 5 0 0 км/ч, в ерти кальн ая скорость — 15 м/сек. Угол наб о ра 0 определится следующим образом (см. рис. 102, а ) : s i" e = - v ^ = ® = ° . H > 7 ; e « e ’. К а к и при рассмотрении горизонтального полета определим угол фт м еж д у н ап ра 1влением полета и тягой Р. Д л я самолета Ту-154 сум м ар н ая тяга двигателей нап равлен а под углом 1,5° к продольной оси самолета. При скорости набора высоты 540 км/ч и вертикальной 18 м /сек sin 0 = ^ = 0,12, 0 = 7°. П ри значениях а = 5 ° и фКр = 3 ° угол тангаж а равен n = 7-j-5—3 = 9 ° . Т а к как разность м е ж д у углами v и 0 составляет 2°, то с у м м ар н а я сила Р образует с траекторией н а б о р а угол фт = 3,5°. П р а к т и чески ввиду малости угла срт со ставл яю щ ая Р cos фт принимается равной силе Р, а величина Р sin <рт, р ав н ая 1— 2% подъемной си лы У, суммируется с подъемной силой. Д л я рассм атриваем ы х вели чин получаем для са м олета Ту-154 Р sin фт = 2 2 000-0,061 = 1340 к Г (1,5% от У= 8 4 000 к Г ) . С подъемом на высоту вер ти кал ьн ая скорость уменьшается, а истинная скорость н аб о р а высоты возрастает, поэтому угол подъ ема постепенно уменьшается. § 2. О П Р Е Д Е Л Е Н И Е Н А И В Ы ГО Д Н ЕЙ Ш Е Й СКОРОСТИ Н А БО РА ВЫСОТЫ В ер ти кал ьн ая скорость р ав н а Vy= Vsin 0. В ы разив значемие sin 0 через избыток тяги и вес (из аэродина- Р . Е-д ,- .4 мики известно, ч т о —^ — = s i n 0 ) , ,, получим д PV V y = —д— м / с е к . Чтобы получить максимальную скороподъемность, т а к как именно она, а не угол подъема представляет наибольший п ракти ческий интерес, надо зн ать максим альное значение произведения ДР1/, которое п р едставляет избыток мощности A N = A P V . Д л я турбореактивных самолетов определяю т максимальны е з н а чения произведения ДP V и подсчитывают вертикальные скорости (рис. 103). И м ея м акси м альн ы е значения произведения ДP V , опре д еляю т м аксимальны е V y д ля разн ы х весов и высот полета. Скорость по траектории, при которой достигается м а к си м ал ь ная скороподъемность, н азы вается наивыгоднейшей скоростью н а бора 1/наб- Она получается больше, чем окорость наиболее крутого набора, которая, ка к мы п оказал и в предыдущем п араграф е, соот ветствует полету на реж и м е максимального качества. Наивы годнейш ую скорость наб ора легко определить т а к ж е по кривым Н. Е. Ж уковского д ля потребных и р асполагаем ы х мощ но стей (рис. 104). Р асп о л агаем у ю тяговую мощность мы рассм отре ли в гл. IV, § 9, граф и к потребной мощности д л я разны х высот полета строится т л к ж е , ка к д ля потребной тяги. Д л я этого необходи мо к кривой для потребной мощности провести.касательную , п а р а л лельную линии N р мощности. В точке касания определяю т избыток мощ ности AA^mai= A P V и соответствующую ему скорость. Д л я с а молета Ту-134, например, скорость н аб ора рав н а 540—560 км/ч у земли и 500 км/ч на высоте 5000 м. Д а л ь ш е ее необходимо умень 170 шать. Д л я сам о л ета И л-62 1/Пр = = 5 7 0 к м/ ч п оддерж ивается от 0 до 8000 м. При этом на всех высо тах будет достигаться м акси м а л ь н ая скороподъемность. С увеличением высоты при посто янной скорости по прибору ис ти нн ая скорость полета будет в озрастать (например, н а высо те 6000 м при У ц р = 5 0 0 км/ч Уист составит 665 к м/ ч). Л етн ы е исследования, п о к а за ли, что с высот 6000— 8000 ж д ля сохранения м аксим альны х в ер тикальных скоростей обычно нужно ум еньш ать скорость по при бору в среднем на 10— 20 км/ч Рис. 103. Зависимость вертикальной на к а ж д ы е 1000 м. И з рис. 103 скорости самолета при удельной н а грузке 430 кГ /м 2 от скорости полета видно, что к р и в а я вертикальной скорости имеет пологую верхуш на разных высотах ( Я = 0; 2; 4; 8; 10 и 11 км) ку в зоне м аксим альны х зн ач е ний, поэтому отклонение прибор ной скорости н аб о ра высоты на ± 1 5 — 20 к м/ ч от наивы годней шего значения (ош ибка летчика) изменяет вертикальную скорость незначительно, время наб о ра и расход топлива за набор п р а к тически не отличаются от н аи в ы годнейших. М акси м альны е вертикальные скорости самолета с двум я и трем я двигателями Ту-134А и Т у -154 составляю т 17— 20 м/ сек Рис. 104. Кривые Ж уковского для оп (у зем ли ), а с высотой они п а ределения мощности дают, оставаясь на высотах 8000— 9000 м в пределах 8 — 10 м/сек. Д л я самолетов с четы рьмя дви гателям и (например, Ил-62) вертикальные скорости составляю т 12— 15 м/сек на малы х высотах и 5 —8 м/ сек на больших. Н аибольш ее падение вертикальных скоростей н аблю дается на высотах свыше 10 000 м. Высота полета, на которой м а кси м ал ь н ая верти кал ьн ая скорость р авн а 0,5 м/сек, н азы вается практическим потолком самолета. Практический потолок п ассаж и рского са м олета типа Ту-154 со ставляет обычно 12 000— 13 000 м. Высоту практического потолка (без учета м аневрирования в зоне аэродром а после взлета) самолет Ту-154 наб ирает з а 40— 45 мин. Н а б о р высоты на номинальном режиме, р азр еш аем о м д ля д ли тельной работы двигателей, является наиболее экономичным, т ак 171 как получается м акси м ал ь н ая разность м еж д у располагаемой и потребной мощностями, а удельный расх од топлива близок к мини мальному. Уменьшение числа оборотов двигателей при наборе вы соты приведет к увеличению удельного р асхода топлива, уменьш е нию располагаем ой мощности и скороподъемности самолета, уве личению времени наб ора высоты и в итоге увеличится общий рас ход топлива на набор высоты. Современный п ассаж ирский са молет н абирает высоту 10 0 0 0 — И ООО м за 18— 25 мин, пролетая расстояние 2 5 0 — 3 0 0 км и расходуя 1 5 0 0 — 5 0 0 0 к Г топлива (боль шие значения для трех- и четырехдвигательных самолетов). § 3. Х А РА КТЕРИ С ТИ К И Н АБО РА ВЫСОТЫ В Инструкцию по летной эксплуатации обычно помещ аю т г р а фики для определения времени, расхода топлива и дальности поле та при наборе высоты. Это необходимо для расчета дальности и времени полета. Г раф и ки построены д ля температур /са; *са±Ю°; £са±20° и большого изменения значения полетного веса. Н а примере самолета с двум я дви гателям и ( С Вз л = 4 5 0 0 0 к Г ) рас смотрим числовые значения характери сти к набора высоты при tcа и ^ са+ Ю ° при наборе высоты 10 км. Расход т о п л и в а (рис. 105) представлен на граф ике без учета р асхода топлива за время взлета и установления реж има скороподъемности, который д л я самолетов с двум я двигателями составляет 2 5 0 — 28 0 кГ, а д ля самолетов с трем я и четырьмя д ви гателям и — 4 0 0 — 6 0 0 кГ. !В условиях / са расход топлива при наборе высоты составляет 1 Н,нм 10 ------1 / 1 У /л / / Ио 2 500 1иС0 1 |1 1 1 1 1 _ J —— 11 I 1 1 .* t 1500 Сто „ , л Г Рис. 105. Определение расхода топлива за время набора заданной высоты: Рис. 106. Определение времени на бора заданной высоты: ; — расход топлива п р и / с а 2 — р асход топлипя для О вЗЛ = 45 Т при / С л ' + 10°; 3 — расход топлива для С?вЗЛ= 4 5 Т с одним неработающ им двигателем 3 —Свзл = 45 Т , один двигатель не рабо 172 /- ,'са; 2-°взл тает г , ‘сх + 10°; 15501и 1800 к Г при ^са+Ю°- К а к видно по графику, чем больше отличается тем пература от стандартной, тем выше расход топлива. В рем я набора высоты (рис. 106) представлено без учета време ни на взлет и установление р еж и м а скороподъемности, которое в среднем составляет 2 мин. Н або р высоты 10 /елг^занимает 2 1 ,5 м ин в условиях tcA и 3 0,4 м ин при fc A + 1 0 ° д л я рассм атриваем ого веса 45 000 кГ. Путь самолета за время набора высоты (рис. 107) отсчитывают непосредственно от аэро д ром а взлета без учета маневрирования в зоне. З а время наб ора высоты самолет п ролетает 2 2 0 км в услови ях / с а и 31 5 к м при ?C A +10°. - Д л я оценки значений вертикальных скоростей самолета при н а боре высоты рассм атривается гр аф и к вертикальных скоростей {рис. 108), из которого видно, что на высоте 10 к м в условиях СА самолет имеет вертикальную скорость 3,2 м/сек и 1,6 м/ сек при / с л + 10° ■ ■ Приведенные графики построены по резул ьтатам расчетов и л ет ных испытаний при наивыгоднейшей скорости наб ора, так ка к т а кой реж им наиболее экономичен по себестоимости. О д н ако по д о стижении высот 8 000— 10 000 м значение скорости по прибору уменьшается до 4 5 0 — 480 км/ ч и после перевода самолета в гори зонтальный полет пилот вынужден разгонять его на номинальном режиме до скоростей по прибору 5 0 0 — (550 км/ч в течение 4 — 5 мин для последующего выполнения полета на максим альном крейсер ском режиме. Т аким образом, разгон самолета на этих высотах, где избытки тяги малы, требует дополнительного времени. Эксплуатационные испытания некоторых п ассаж и рских тур б о реактивных самолетов показали, что иногда высоту выгоднее (с Н.ки 1 4/ УХ ' \ / / )/' /Я /// 'М г/г\ \ ш i /'// lj 1 \ « -Ж _____ ------------------ " Н,нм 10 II || ! ZiO || ь уКМ __ ________ / N \ \\ \\& \ Xjf Y3 \ $ 10 \ \ V м/сек Рис. 107. Определение расстояния, проходи- Рис. 108. График вертикальных мого самолетом (без учета маневрирования скоростей: в зоне после взлета) за время набора задан- / _ /са; 2 - С в з л = 45 г, /с \+ю°; нои высоты: з -~а„ ( = 4 5 7 \о д и н двигатель не ' - ' с а ; 2 - G зл = 4о Г, tck + w°’3~ » 4 5 Т , ОДИН двигатель не работает работает 173 точки зрения общего расхо да топлива и экономии времени) наби рать на т ак назы ваем ом скоростном реж им е. Д л я этого самолет после выхода на м ар ш рут следования разгон яю т до скорости по прибору 560—600 км/ ч и на этой скорости производят набор высоты до тех пор, пока истинная скорость (по тонкой стрелке) достигнет значения 800— 850 км/ч. При этом скороподъемность уменьшается до 12— 14 м/сек, так ка к указан ны е скорости по прибору значи тельно больше наивыгоднейшей. Д ал ьн ей ш и й набор п родолж аю т на этих скоростях. С короподъемность при подходе к высотам 10 000— 11 ООО м уменьш ается до 2— 3 м/сек. С ам олет выходит на заданны й эшелон с достаточной истинной скоростью и разгона поч ти не требуется. П осле перехода в горизонтальный полет у ста н а в ливается крейсерский реж и м работы двигателей. Н а б о р высоты на скоростном р еж и м е со к ращ ает п родолж и тель ность полета, но несколько увеличивает расход топлива. Д е л о в том, что при вы держ ивании скорости 560—850 к м/ ч вер ти кал ьн ая скорость уменьш ается по всем высотам, и время пребывания с а молета на м алы х высотах увеличивается, что приводит к повыше нию расхода топлива на набор высоты. П оэтому скоростной метод обычно рекомендуется в основном д ля полетов на м алы е расстоя ния, составляю щ ие 50—60% м аксимальной дальности самолета при полной за п р ав к е толливом. П ерерасход топлива в таких полетах не требует уменьшения коммерческой нагрузки. Расстояние, проходимое самолетом по прямой за врем я набора высоты на скоростном режиме, на 50— 100 к м больше, чем при н а боре высоты с максимальной скороподъемностью. § 4. М Е Т О Д Ы УМ ЕН Ь Ш Е Н И Я ШУМА, СОЗДАВАЕМ О ГО ПАССАЖ И РСКИ М И РЕ АК Т ИВ Н Ы М И САМОЛЕТАМИ ПРИ В ЗЛ Е Т Е Вопросы ш у м а по своей актуальности зан и м аю т второе место после обеспечения безопасности полетов. Повышение интенсивно сти движ ения, рост числа аэропортов и плотности населения в их окрестностях, приближение городских границ к аэродром ам еще более обостряют проблему борьбы с ш умами. П ри эксплуатации реактивных самолетов определяю щ им является шум, создаваемый на местности при взлете. Мы рассмотрели выше, что авиастроение разви вается в н а п р а в лении увеличения взлетного веса самолетов, дальности полета, применения более мощ ных двигателей, повышения крейсерских ско ростей, что обусловливает применение стреловидных крыльев с выоокой удельной нагрузкой. Д л я таких самолетов хорошие взлетные характеристики часто достигаются за счет применения большой взлетной тяги двигателей. Р азв и ти е авиадвигателей происходит в направлении дальнейш его роста тем пературы перед турбиной, что приводит к увеличению скорости истечения реактивной струи. 174 Шум турбореактивных п ассаж и рских самолетов вызы вается ко лебаниями холодного воздуха при обтекании и перемешивании его с пульсирующими горячими газовы ми струями двигателей и коле баниями воздуха, сж им аемого в компрессорах двигателей. По своему частотному спектру он значительно отличается от шума, создаваемого поршневыми и-турбовинтовы ми двигателями. Если шумовой спектр турбовинтовых двигателей характеризуется большими звуковыми д авлен иям и на низких частотах, то в ш ум о вом спектре турбореактивных двигателей п р еоб ладаю т звуки вы соких частот. Это д ел ает шум, созд ав аем ы й Т Р Д , более неприят ным д ля человеческого слуха. В шуме, создаваем ом обычными Т Р Д при значениях тяги свыше 35% , преоб ладает шум от истечения струи. Применение двухконтурных и турбовентиляторны х двигателей позволило уменьшить уровень шума на взлете н а 8— 10 д б , т а к ка к сравнительно низкая скорость истечения реактивной струи турб о вентиляторных двигателей (акустическая мощность, и злучаем ая струей, пропорциональна скорости истечения в восьмой степени) создает меньшие колебания во здух а1. С ущ ествую щ ие инженерные способы снижения ш ум а — глуш и тели на входных заб орн иках (двигатели JT8D и JT9D ) и выходных соплах (двигатели JT3D, «Конуэй» и др.) — неэффективны и сни ж аю т шум весьма незначительно. Н апри м ер, глушитель на одном сопле, состоящий из девяти труб, сн и ж ает уровень ш ум а на 5,5 д б , но при этом снижается к. п. д. двигателя. У становка вокруг во зд у хозаборника д ви гател я перфорированных листов и э к р а н а так ж е дает некоторое снижение уровня ш ум а на входе в компрессор или вентилятор (см. рис. 3 7 , 6 ) . П оэтому д ля снижения ш ум а до у ста новленного уровня (при большом числе оборотов шум от турбины и выходящей струи, при малом — от компрессора) приходится при бегать к особой методике пилотирования самолета после отры ва и на посадкеК а к известно, на сам олетах Боинг-707, « К ар ав ел л а» и других используется методика т а к назы ваем ого малош умного взлета и по садки (взлет и снижение по более крутым траекториям с дроссе лированием двигателей н ад контрольными точками п рослуш и ва ния), т. е. уменьшение ш ум а основано на быстром удалении источ ника ш ум а от земли. Н ачальн ы й набор высоты осущ ествляется по крутым траекториям на безопасной скорости. Обычно шум самолетов хар актери зую т уровнями восприятия, обозначаемыми P N 2 децибел. Эти единицы в отличие от простых ' К в и т к а В., М е л ь н и к о в Б. «Дальш е, выше и... тише». — « Г раж дан ская авиация», 1968, №9, с. 26—27. 2 В результате проведения специальных экспериментов с участием большо го количества людей в настоящее время введен новый способ оценки ш ума с по мощью н о й з а-единицы воспринимаемого шума, обозначаемой P N децибел У ™ — perceived noise воспринимаемого ш ум а), см. Клячкин А. Л . Э ксплуатаци онные характеристики авиационных газотурбинных двигателей. М., «Транспорт», 1967. 175 децибел учитывают не только излучаемую акустическую мощность, но и тот факт, что при одном и том ж е уровне шум различного ча стотного состава по-разному р а з д р а ж а е т человека. П оэтому д л я определения влияния ш ум а взлетаю щ его самолета на население в районе аэродром а пользуются величиной уровня воспринимаемого шума. Установлено, что максим ально допустимый уровень воспри нимаемого ш ум а при его воздействии на органы сл уха в течение не скольких секунд Р ц max= 112 P N дб (здесь P N дб — единицы и з мерения ш ум а). Уровень шума выше 112 P N д б является «пределом переноси мости» д ля человека. В р яд е крупных аэропортов Европы и СШ А введены ограниче ния по шуму д ля взлетаю щ их и приземляю щ ихся самолетов. Ап п аратура, и зм еряю щ ая уровень шума, разм ещ ена непосредственно под трассой полета. В сл уч ае превышения максим ально допусти мых уровней шума соответствующим авиаком паниям запрещ ается эксплуатировать такие самолеты. Поэтому пассаж ирский самолет, проходя над ж илы м и рай он а ми вблизи аэродрома, д олж ен лететь н а возможно большей высоте. Этого мож но достичь полетом после отрыва по наиболее крутой траектории (м аксимальны й угол н аб ор а) или дросселированием двигателей после н аб ора минимально допустимой высоты полета, когда уменьш ается са м а величина исходного уровня шума. Иногда необходимо и то и другое, т. е. пилот ведет самолет по крутой т р а ектории и дросселирует двигатели перед проходом контрольной точки. Особенности полета самолета по крутой траектории состоят в том, что для получения максимального угла 0 выбираю т такое со четание вертикальной скорости и скорости по траектории (скорость 1^4= 1,3 Vms 1 по B G A R ), чтобы величина sin в = была м а к симальной. Скорости крутого н аб о ра высоты обычно проверяют в летных испытаниях. Скорость V 4 обычно на 20—30 км/ч превосхо дит скорость отрыва самолета и практически соответствует м а кси м альному качеству самолета д л я взлетного угла отклонения з а крылков. К а к известно, реж им полета с м аксимальны м углом н а клона траектории 0 соответствует максим альном у избытку тяги ДР и, следовательно, м акси м альн ом у значению sin 0 : ci S i n © m ax — APmax q • Если наивы годнейш ая скорость таких самолетов, ка к Ту-134А, Ил-62, Ту-164 составляет 350—450 км/ ч при убранны х закр ы л ках , то за счет их выпуска во взлетное положение V 4 уменьшается до 280— 350 к м/ ч и соответствует наивыгоднейшей скорости полета с выпущенными зак ры л кам и . Д л я самолетов с двум я и трем я двигателями (большие избы т ки тяги) набор высоты по крутым траекториям не встречает труд ностей. Н есколько иначе обстоит дело у самолетов с четырьмя дв«176 га т ел я м и . Так, у самолета Ил-62 для уменьшения шума, с о зд ав ае мого на местности, взлет и набор высоты на втором участке реко м ен д у е т с я производить по следующей методике1. 1. После отрыва на высоте 5— 8 м убирается ш а с с и ./ О д н овре менно самолет разгоняется и н аб ир ает высоту. Д о высоты 150 м выдерж иваю тся следующие скорости: Взлетный вес, Т ............. 130 Скорость по прибору, к м / ч . . . и менее 300 140 310 150 320 160 330 2. П ри разгоне самолета после достижения высоты 150 м угол отклонения закр ы л ков уменьш аю т с 30 до 15°. Н а б о р высоты 800 м выполняется при закры л ках, отклоненных на 15°, и постоянной ско рости 310— 345 к м/ ч в зависимости от взлетного веса самолета: Взлетный вес, Т ............. 130 Скорость по прибору, к м / ч . . . и менее 310 140 320 150 330 160 345 3. Н а высоте 800 м в процессе р азго н а сам олета закр ы л ки пол ностью убираю тся с таким расчетом, чтобы эта операция была з а кончена до того момента, когда скорость полета составит 400 км/ч. Р еж им работы взлетный. Н а рис. 109 п оказаны типичные траектории начального набора высоты д л я самолета Ил-62 по рассмотренной методике2. Н аиб олее существенное (при прочих равных условиях) влияние на крутизну траектории начального набора высоты и шум на местности о к а зы вают тем пература воздуха у земли, со став л яю щ ая скорости ветра вдоль В П П и атмосферное давление. Совместное их влияние учи тывается через условное понятие приведенный вес, определяемый по специальной номограмме. Рис. 109. Траектория набора высоты и кривая шума, создаваемого при взлете самолета Ил-62 (условия СА и ш тиль), приведенный вес соот ветствует фактическому взлетному 1 К в и т к а В., М е л ь н и к о в Б. «Дальш е, выше и... т и ш е » .— « Г раж дан ская авиация», 1968, № 9, с. 26—27. 2 Здесь приведенный вес носит условное название и не соответствует при нятому в летных испытаниях и расчетах определению приведенного веса само лета как г г Ро 6 '" ’ " а />„ • где р о — 760 мм рт. ст.; р и — атмосферное давление на рассматриваемой высоте. 177 Н апри м ер, если д ля Ил-62 взлетный вес равен 152600 кГ, тем п ература воздуха 25°С, скорость попутного ветра 2,5 м/сек, то при веденный вес составляет 157600 кГ. З н а я удаление населенного пункта, по гр аф и кам можно вычислить высоту полета и о ж и д а е мый уровень шума (при удалении 5,4 к м на высоте 260 м получим 112 P N дб, см. пунктир на рис. 109). Д л я самолета Ту-134А уменьшение шума при взлете в н а п р а в лении близко расположенны х пунктов достигается следующей мето дикой пилотирования. В з л е т выполняется н а м акси м альн ом реж им е работы двигателей с зак р ы л кам и , отклоненными на 10 или 20°. П осле отрыва в процессе уборки шасси самолет разгоняется до скорости УПр = 3 0 0 км/ч. Д альн ей ш и й набор высоты 800 м осущ ествляется на постоян ной скорости по прибору 300 км/ч д ля взлетных весов до 47 000 к Г включительно. П ри взлете в дневдое врем я и в случае, если удаление населен ного пункта превыш ает 6 км от н а ч а л а разбега, необходимо на вы соте 400 м изменить реж им работы двигателей со взлетного на но минальный. Достигнув высоты 800 м, устанавл и ваю т стабилизатор в полет ное полож ение и разгоняю т самолет до скорости набора. В процессе разгона предварительно убираю т закрылки. Рис. 110. Характерные 178 траектории и значение шума, создаваемого самолета Ту-134А при взлете Рис. 111. Н омограмма д л я определения приведенного веса самолета Ту-134А При взлете в ночное время, а т а к ж е в сторону населенных пункто®, располож енны х на удалении менее б км, и при вылете из з а рубеж ны х аэропортов, в которы х установлены ограничения по ш у му, необходимо определить о ж и даем ы е уровни ш ум а и в случае необходимости уточнить д л я данны х условий взлетный вес, метео условия и располож ение населенных пунктов, высоту изменения реж им а работы двигателей и реж им, обеспечивающий допустимые уровни ш ум а (в зар у б еж н ы х м еж дународны х аэропортах 110 — 112 P N д б днем и 102 P N д б н о ч ь ю )1, рис. 110. И з точки, соответствующей расстоянию б ли ж айш ей границы населенного пункта от н ачала р азб ега по курсу взлета, проводит ся в ертикальная линия до пересечения с траекторией, соотвегст1 Н а высоте полета не менее 150 м (при убранном шасси) допускается уменьшение реж има не ниже 88% (с 98,5% ). Во всех случаях время непрерыв ной работы двигателей на взлетном реж име не более 5 мин. 179 вующей приведенному весу. Горизонтальная линия, проведенная в сторону расположенной справа таблицы уровней создаваемого на местности шума, у к а ж е т на ож идаем ы й уровень в зависимости от реж им а работы двигателей. Приведенный вес д л я самолета Ту-134А определяется по номо грам м е (рис. 111). Вверху на горизонтальной ш к ал е отмечается ф а к тический вес самолета (в нашем примере 44 ООО к Г ) и проводится в ерти кальн ая линия до пересечения с горизонтальной линией, со ответствующей температуре 1б°С, а затем из точки пересечения проводится линия, п а р ал л ел ь н а я ближ айш ем у наклонному лучу, до значения фактической тем пературы у земли. П роведя верти кальную линию из полученной точки до пересечения с горизонталь ной, соответствующей штилю, аналогичным образом учитывают скорость ветра на В П П . Т а к ж е вносится поправка на атмосферное давл ен ие по нижней ш к а л е и определяется значение приведенного веса самолета. Д л я примера, показанного на рис. 110 и 111, имеем следующие данные: й Вз л = 4 4 000 кГ; t = 30°С; составл яю щ ая встречного вет р а — 5 м/сек; атмосферное давление р н — 730 мм рт. ст.; удаление границы населенного пункта от н ач ал а р азб ега — 4 км; приведен ный вес близок к 50 ООО кГ. Д л я обеспечения принятого за допустимый д ля дневного време ни в данном аэропорту уровня, например 102 P N дб, уменьшение числа оборотов двигателей до п = 88% необходимо произвести на высоте примерно 200 м (за р ан ее), п р одол ж ая полет с набором вы соты при скорости 300 км/ч. П осле пролета населенного пункта или набора высоты 800 м двигатели переводятся на номинальный реж им работы и в процес се разгона до скорости набора высоты осущ ествляется уборка з а крылков. П р е д с тав ля ет интерес сравнение уровня шума, производимого самолетом Ил-62, с уровнем ш ум а от других сам олетов1. Н а высо те 300 м, характерной д ля пролета на взлете тяж ел ы х самолетов над ж илой застройкой, уровень воспринимаемого ш ум а при работе двигателей Ил-62 на взлетном числе оборотов достигает 112,5 P N дб. Современные зар уб еж н ы е пассаж и рские самолеты с Д Т Р Д создают такой же или более интенсивный шум: ДС-8-50 — примерно 114,5 P N дб, « К а р а в е л л а -1 0 А » — 111,5— 112,5 P N дбД л я таких самолетов с Т Р Д , к а к Боинг-707, Боинг-720, ДС-8-10, ДС-8-20, ДС-8-30, ДС-8-40, «К аравелла-3», «Конвер-880», обору дованных ш ум оглуш ащ ими соплами, эти уровни значительно выше и изменяются в п ределах 118— 122,5 P N дб. Уровень шума самолета Т у -104 с Т Р Д без ш ум оглуш ащ их сопел составляет 121 P N дб. П ри пролете над населенными пунктами шум можно т а к ж е сни зить путем дросселирования двигателей до р еж им а, обеспечиваю 1 К в и т к а В., М е л ь н и к о в Б. ск ая авиация», 1968 г. № 9, с. 26—27. 180 «Д альш е, выше и... тише». — « Г раж дан щего продолжение набора высоты (Ту-134А, верти кал ьн ая скорость не менее 2,5—4 м / с е к ) . Д л я некоторых самолетов с Т Р Д при этом шум сниж ается до 105— 112 P N дб. Эффективность этого способа снижения шума у зар у б еж н ы х самолетов с Д Т Р Д и Т В л Д , как правило, ниж е и в некоторых случаях, когда определяю щ им я в л я ется шум вентилятора (двигатель JT3D, см. рис. 35), наблю дается практически нулевой эф ф ект в широком д и ап азо н е рабочих р е ж и мов. Сравнение уровней ш ум а в контрольной точке, расположенной на удалении 6 км от н ач ал а разбега, при взлете различны х с а м о летов показано в табл. 10 (м аксим альны й взлетный вес, пилотиро вание с выдерж иванием постоянной скорости, tcA, ш тиль). Таблица Ил-62 Ту-104 Ту-124 300 380 570 112,5 118 108 107 98 Уровень в ос принимаемого шума Р N до Самолет Боинг-707-320 «Каравелла-3» «Комета-4» Высота по лета над контроль ной точ кой, м 255 560 620 При макси мальном чис ле оборотов двигателей При снижении числа оборо тов двига телей При макси мальном чис ле оборотов двигателей При сниже нии числа обо ротов двига- ' телей Самолет Высота по лета над контроль ной т о ч кой, м Уровень в о с принимаемого шума Р N дб 10 120 112 111 in 103 106 К ак видно из таблицы, самолет И л-62 имеет определенные пре имущества перед другими отечественными и зар уб еж ны м и са м о л е т а ми. Д ал ьн ей ш ее снижение ш ум а возможно за счет дросселирования двигателей на взлете. Рис. 112. Ш ум, создаваемый самолетом Ту-134А при зах о де на посадку ------------- P N дб ' E P N дб с уче том времени воздействия шума 181 Ар в герметической кабине (разность меж ду кабинным и а т м о сферным давлением) снижение с высоты эш елона до высоты 400— 600 м мож ет быть выполнено за строго определенное время, кото рое н азы вается п р е д е л ь н ы м временем снижения. Так, д ля са молета Ту-154 и И л-62 при Д /? = 0 ,6 3 к Г / см 2 предельное время сни ж ен и я с крейсерской высоты 11000 м до 400 м составляет 8,5 мин, а д ля Ту-134А при Др = 0,57 к Г/ см2 — 12,6 мин. П р едель ное время определяется скоростью изменения перепада давления в герметичной кабине 0,18 мм рт. ст./сек (медицинские требования) определенной из условия обеспечения ком форта пассаж иров. Н а рис. 114 видно, что предельное врем я (кривая 1) мож ет быть р а с пределено следующим образом: снижение з а 8,5— 12,6 м и н до высот 8000— 7000 м и дальнейш ее мгновенное снижение до 400 м. О д н ако аэродин ам и ка самолета не в состоянии обеспечить такой полет самолета, хотя конструкция высотной системы в настоящее врем я мож ет созд ав ать нормальны й н аддув гермокабины и потреб ный ком форт п асс аж и р ам и эки паж у . П оэтому практически сн и ж е ние осущ ествляется по кривой, близкой кривой 2 на рис. 114. П р и чем указанное выше предельное врем я снижения распределяется равномерно по высоте полета. Д л я п оддерж ан ия скорости измене ния перепада д ав л ен и я в герметической кабине 0,18 мм рт. ст./сек, а т а к ж е д л я обеспечения нормальной работы противообледени тельной системы при снижении на некоторых самолетах произво дится отбор воздуха от компрессоров двигателей. Поэтому не всег д а возмож но производить снижение с задросселированны ми дви гателям и (реж им малого г а з а ). Н априм ер, д ля самолета Ту-134А с высоты эш елона до высоты 5000 м снижение производится при Рис. 113. Схема сил, действующих на самолет при снижении: / — продольная 184 ось самолета; 2 — траектория снижения числе оборотов 83% и с высоты 5000 до н^ м 400 м на реж им е малого газа. Н а самолете Т у - 154 снижение осущ ествляется на р е ж и ме 0,4N и д л я уменьшения времени сн и ж е ния увеличивают крутизну отклонением интерцепторов на 45°. С ам олет Ил-62 сни жается при положении Р У Д на «малом г а зе»; д ля в ы д ерж иван и я задан н ы х скоростей отклоняют спойлеры ( F np = 5 7 0 — 500 км/ч или М = 0,78). По достижении высоты по лета по кругу или н ач ал а м аневра для з а хода на посадку интерцепторы или спойле ры убирают. В ы бирая реж им ы снижения п а с с а ж и р ских самолетов, стремятся улучшить их экономические характеристики (уменьшить Рис. 114. Зависимость время сн и ж ен и я и расход то п л и в а). Чтобы предельного времени сниг . . .. жения от высоты полета п р оанализировать наивыгоднеишие с точ- (из условия соблюдения ки зрения расходов топлива реж им ы сни- нормы по скорости измежения, обратимся к ф ормуле Q — P + ^ s in ®« нения перепада давления характеризую щ ей условие постоянства в ^герметической _кабине 0,18 мм рт. ст./сек): скорости. Рассмотрим вначале снижение 1 — кривые предельного вре с задросселированны м и двигателями. мени снижения; 2 — практи ествимое время Будем считать, что при р а б о т е д в и гате чески осущ снижения лей на реж им е малого га за снижение про исходит только под действием составляю щ ей G sin 0 , тогда Q = G sin 0 . П редполож им, что полетный вес самолета G— = 4 0 000 кГ, сила Q = 2800 к Г и скорость полета 850 км/ч (236 м/ се к). Тогда угол траектории © составит s i“ 9 = - § - = s i S —° ’07°; В ертикальная скорость снижения в этом случае 4 “- V у = V s i n 0 = 236-0,070 = 16,5 м / с е к . По мере уменьшения высоты полета при постоянной скорости по прибору истинная скорость будет сниж аться и, следовательно, для сохранения прежнего угла наклона траектории необходимо умень шить вертикальную скорость до 12— 15 м/сек. П ри таких вертикальных скоростях общее время снижения до высоты полета по кругу составит 10— 12 мин, а общий расход топ лива 180— 250 кГ, дальность снижения, например д л я Ту-134А, ■ — 120— 200 к м (с учетом значительного уменьшения вертикальной скорости на м алы х высотах). Такой метод снижения применяется, когда регулирование давлен ия в кабине самолета обеспечивает нормальные жизненны е условия д л я э к и п а ж а и пассажиров. Д ругим р еж им ом снижения является реж им с повышенным чис лом оборотов двигателя. П ри снижении на этом р еж им е расход топлива обычно на 200— 400 к Г больше, чем на режиме, описанном выше, но здесь обеспечиваются удовлетворительные условия 185 для п ассаж и ров и эк и п а ж а. Н апри м ер, для самолета Ту-134А сни жение при « = 8 3 % с высоты эш ел о н а до высоты 5000 м увеличи вает расход топлива до 360 к Г против 180 к Г на «малом газе». Когда применяется метод снижения на наибольшей скорости (осо бенно на коротких участках п олета), пилотирование осущ ествляет ся по максимально допустимому числу М или максимальной ско рости по прибору. В этом сл у ч ае к снижению приступают за 250—300 км до пункта посадки. Р асх од топлива возрастает, но значительно со к ращ ается общее время полета. Таким режимом снижения пользуются, например, на самолете Ту-124. § 2. Х А РА КТЕРИ СТИ КИ С Н И Ж Е Н И Я Р а с х о д топлива, врем я снижения, путь сам олета, реж им полета (скорость по прибору) и угол накл он а траектории являю тся ос новными характери сти кам и снижения. В инструкцию по э к с п л у ата ции сам олета обычно помещ аю т следующие характеристики: р а с ход топлива, время снижения, путь самолета и скорость полета. Н а рис. 115 показаны характеристики снижения самолета Ту-134А. П ри снижении с высот 10 000— 11 000 м до высоты полета по кругу расход топлива составляет 360— 420 кГ, путь (дальность) 190— 215 км; время 14— 16 м и н (на высоте круга время д ля захода на посадку обычно составляет 6— 7 м и н ) . Скорость по при бору изменяется от 480— 500 до 600 км/ч, а истинная скорость воз растает с 770 до 850 км/ ч на высоте 8000—9000 м, а затем умень шается до 700—750 км/ч. В ертикальны е скорости самолета до вы соты 5000 м составляю т 12— 14 м/сек, а с высоты 5000 м в о з р а стаю т до 16— 18 м/сек. Н а высоте 5000— 7000 м (в зависимости от величины перепада Ар) в кабине у станавли вается постоянное д авление и вертикальную скорость мож но увеличивать, не нару ш ая ком форта п ассаж и ров. Отклонение интерцепторов и спойлеров улучш ает маневренность самолета на снижении. о 186 Рис. 115. Х арактери стики снижения сам о лета Ту-134А на ре жиме работы дви га телей: Н — 11000 — —5000 м) п = 83%; Н = 5000—400 м—малый газ: т о о о 500 10 100 100 Б00 20 200 200 30 Г Т , мин 300 КМ 300 LL ,, км 300 GT «Г Gr , кГ / — скорость по прибору; „ 2 -р а с х о д пУт ь: .. топлива; J - 4 - время § 3. О Б Е С П Е Ч Е Н И Е Н О Р М А Л Ь Н Ы Х У С Л О В И Й В К А Б И Н Е П РИ С Н И Ж Е Н И И , Н АБО РЕ ВЫСОТЫ И П О Л ЕТ Е НА Б О Л Ь Ш И Х ВЫСОТАХ Кабины пассаж ирских турбореактивных самолетов выполняю т ся герметическими; в них поддерж иваю тся тем пература (frO— 22°С), влаж н ость и давлен ие воздуха, обеспечивающие нормальную ж и з недеятельность э к и п а ж а и пассаж и ро в в продолжительном высот ном полете. В кабине величина избыточного д авл ен ия по сравнению с ат мосферным (рис. 116) м ож ет составлять 0,5— 0,63 к П с м 2. Н а высотах от 0 до 12 000 м обычно осущ ествляются д ва р е ж и ма регулирования давления: а) реж им постоянного абсолютного давления, когда от земли до высоты 4500— 7000 м д л я самолетов Т у -134, Ту-134А, Ил-62, Ту-Г54 и других п оддерж ивается д авление 760 мм рт. ст.; б) реж им постоянного перепада д авлен ия, когда на высотах более 4500— 7000 м давлен ие в кабине на 0,50— 0,63 к Г / см 2 выше атмосферного. Так, у сам ол ета Т у -154 при взлете в герметической кабине с н а чала п оддерж ивается давление, равное барометрическому д а в л е нию на аэродроме с точностью до ± 2 0 м м рт. ст. Н а ч и н а я с высоты, на которой вступает в работу избыточный узел регулятора давления, меж ду герметической кабиной и атмосферой п о дд ерж и вается постоянный перепад д авл ен ия 0 ,6 3 ± 0 ,0 2 к Г/ с м2 (463 мм рт. ст.). Н а самолете Ту-124 при Д р = 0 , 5 к Г / с м 2 на высоте полета 8000 м «высота» в кабине будет 1493 м, на высоте полета 10 000 ж— 2417 м. Н а самолете Т у -154 при настройке регулятора на абсолютное д авление 760 мм рт. ст. и избыточное давлен ие 0,63 к Г / с м 2 б аром ет рическая высота в гермокабине определяется величинами, приве денными в табл. 11. К ак видно из таблицы, при Д р = 0 , 6 3 к Г/ с м2 «высота» в кабине составляет 1510 м при полеге на высоте 11 000 м и всего 1140 м на высоте 10 000 м. К аж д ы й из р еж им ов регули рования имеет свою зав и си мость скорости изменения д а в ления от высоты. В реж им е постоянного а б солютного д авл ен ия «высота» в кабине при наборе высоты и снижении остается неиз Рис. 116. Зависимость давления в герме менной и равной нулю. П о это тической кабине от высоты полета для му на высотах от 0 до 4500 — самолета Ту-154 (перепад давления Д р = 0 ,6 3 ± 0 ,0 2 кГ /см 2) 7000 м при лю бых прак187 Таблица ]] Высота полета, м Перепад, давлений к Г 1см2 мм рт. ст. 8 000 9 000 10 000 11 000 12 000 0,61 0 ,6 2 0 ,6 3 0 ,6 4 0 ,6 5 448 456 463 470 477 499 415 330 245 160 938 838 759 665 580 1 338 1 240 1 140 1 060 965 1 700 1 600 1 510 1 408 1 322 2 030 1 930 1 830 1736 1 638 тически возмож ны х вертикальных скоростях (набора пли сн и ж е ния) скорость изменения высоты в кабине рав н а нулю. В реж име постоянного избыточного и переменного абсолютного давлен ия воз духа в кабине скорость изменения давлен ия имеет существенное значение д л я высотных п ассаж и рских самолетов при наборе высо ты и особенно при снижении, когда вертикальные скорости сн и ж е ния могут достигать 4:5— 70 м/сек (в аварийной ситуации). Н а вы сотах более 5000— 6000 м вертикальные скорости набора высоты обычно гораздо меньше, чем при снижении, и составляют 10—15 м/сек. От темпа изменения барометрического д авл ен ия в кабине з а висит самочувствие большинства пассаж иров. П ри быстром изме нении д авл ен ия (особенно при снижении) п ассаж и ры испытывают неприятные болезненные ощущ ения в уш ах. Поэтому скорости изме нения д авл ен ия в кабине (^каб) определяю тся по медицинским треб о в ан и ям величиной 0,18— 0,20 мм рт. ст./сек. П оддерж ан и е Й'каб в зад ан н ы х пред ел ах на всех высотах, где изменяется д а в л е ние, обеспечивает одинаковый темп нарастан ия давления. Скорость изменения давлен ия в кабине р ав н а W Ka6 — VyApH, где V y >— вер т и к а л ь н а я скорость снижения (н аб о р а); Др н — вертикальный г р а диент д авл ен ия атмосферы в мм рт. ст./м. Д л я Н = 0 градиент Д р н = 0 ,0 9 , для # = 8000 м — 0,038 и для Я = 1 0 0 0 0 ж — 0,03 м м рт. ст./м. По приведенной зависимости можно определить вертикальную скорость снижения или наб о ра д л я любой высоты исходя из усло вия сохранения нормального самочувствия п ассаж и ров. Определим вертикальную скорость снижения самолета при W KSl6 — = 0,18 мм рт. ст. д л я Н = 0 и д л я # = 1 0 000 м: 1/ т/ _ w ™6 ~ л Ри ~ ^каб - ° ’18 _ о м/ сек0 ,0 9 0 ,1 8 W “ Z о I е ’ шЯ}п п .г = 6 м/сек- Теперь найдем допустимую «вертикальную скорость снижения» в пассаж ирской герметической кабине на высоте 10 000 м, если J88 «высота в кабине» составляет 1 5 1 0 д авлен ия д л я этой высоты Д /е?н = 0 , 0 ,, 0 ,1 8 l/y = Q 07 = м и 7 мм 0 с 2 ,5 вертикальный градиент рт. с т . / м : м сек. О днако летные испытания показали, что увеличение вер ти кал ь ной скорости онижения самолета на высотах 10— 12 к м до S — 9 м/сек и соответственно «вертикальной скорости» в герметиче ской кабине до 3 — 3 , 5 м/ сек практически не сказы вается на са м о чувствии пассаж иров. П оэтому снижение обычно начинают за 2 0 0 — 3 0 0 км от аэродрома, когда обеспечивается нормальны й зах од на посадку. Улучшение высотной системы герметической кабины позволит иметь большие V у и таким образом приступать к снижению за 1 0 0 — 1 5 0 км до аэродром а посадки при работе двигателей на ре жиме малого газа, что д ает экономию топлива 3 5 0 — 600 к Г (р а с смотренное выше снижение на р еж им е наименьшего расхода топ л и в а — м алом г а з е ) . Д опустим ые «вертикальные скорости» в пассажирской гермети ческой кабине турбореактивных самолетов приводятся ниже: Высота полета, к м . . . 0 V y , м / с е к . . '.......................... 4 2 5 2 6 7 8 2 ,1 2 ,2 2 ,3 9 10 11 12 2 ,4 2 ,5 2 ,6 2 ,8 Поэтому обычно снижение с больших высот производят с верти кальной скоростью 8— 1 0 м/ сек до высот 4 5 0 0 — 7 0 0 0 м, а д алее с любой необходимой вертикальной скоростью, не превы ш ая д о пустимой Vnp по условиям прочности; при этом д авление в кабине Поддерживается постоянным и равным примерно 7 6 0 мм рт. ст. Глава XI П О С А Д К А С А М О Л ЕТА § 1. СХЕМЫ ЗАХОДА НА ПОСАДКУ 'Самолет с м арш ру та следования сниж ается до высоты круга, ка к правило, вы д ер ж и в ая курс на дальний приводной ради ом аяк (Д П Р М ) или радиостанцию входного коридора с использованием угломерно-дальномерной системы, бортового и наземного рад и о ло катора. В процессе снижения пилот выводит самолет в район аэр од ро ма и уменьш ает скорость полета до допустимой д л я выпуска ш а с си. Ч тобы время полета самолета с выпущенным шасси на высоте установленного круга (400— 600 м) не превыш ало 6— 7 мин, при меняется или захо д с прямой, или зах од по к р атчай ш ем у пути, когда 189 l-й разворот (3I " t_ Ь- i разворот ВПП ^SLВПРМ ' йПРМ 12-16м -12-й разворот Траверз - ' Район 3-го разворота Рис. 117. Схема заход а на посадку (а) и глиссада снижения (б) полет самолета по прямоугольному м арш руту начинается при мерно с третьего разво рота (рис. 117)*. П ри заходе с прямой (для лю бого самолета с Т Р Д ) необходимо на расстоянии 25— 30 км от аэрод р ом а снизиться на высоту полета по кругу (400—600 м) и уменьшить скорость полета до скорости выпуска шаоси. Д остигнув этой высоты, выпускаю т шасси, обычно это происходит на расстоянии 15— 20 км от Д П Р М (удаление кон тролируется по прибору дальности или по ком ан дам с зем ли ), з а тем п редварительно выпускаю т закр ы л ки на угол 15— 30°. П еред входом в глиссаду зак р ы л к и выпускаются полностью. П р и заходе со снижением в район третьего разворота скорость са м олета гасится в процессе снижения до высоты полета по кругу и производится выпуск шасси. М еж д у третьим и четвертым р а з в о ротами предварительно выпускаю тся закр ы л ки на угол 15— 30°. П ри такой полетной конфигурации выполняется четвертый р а зв о рот обычно на удалении 12— 16 к м от В П П , затем закры л ки пол ностью отклоняются и самолет на постоянной высоте следует с по садочным курсом до входа в глиссаду. Если ж е выполняется большой прямоугольный м арш рут (на рис. 117 он обозначен пунктирной линий), то вначале снижение с * Траектория движ ения самолета при заходе на посадку представляет со бой в плане прямоугольный марш рут, где развороты на 90° чередуются с пря мыми участками; установлены большой и малый прямоугольные маршруты; сам о леты с Т Р Д и Т В Д осуществляют заход на посадку, как правило, по большому прямоугольному маршруту, когда протяженность прямых участков позволяет погасить скорость полета самолета до установленных значений. 190 высоты подхода (обычно это 3900—4200 м) над Д П Р М до высоты 2800 м (в районе первого разворота) производят по прямой до разворота. Высота от 2800 до 1200 м теряется на спаренном пер вом и втором р азво ро тах (разворот н а 180°), а остальные 600— 800 м — на прямой до т р ав ер за Д П Р М . Снижение самолета до высоты выполнения м аневра 400—600 м должаю быть выполнено з а 5—6 к м до пролета т р ав ер за Д П Р М . К моменту пролета трав ер за Д П Р М д о л ж н а быть погашена горизонтальная скорость до установленной д л я выпуска шасси (обычно 400—450 км/ч). П ри скоростях снижения 400— 600 км/ч (по прибору) и поса дочных 220—240 км/ ч в процессе снижения и уменьшения скорости самолет проходит большое расстояние. П оэтому соответственно увеличивается протяженность разворотов и особенно прямолиней ных участков меж ду ними. В результате после четвертого разворота самолет оказы вается на большом (12— 16 км) удалении от В П П . При угле наклона глиссады 2°4<У— 4° траектория полета сам о лета (после входа в глиссаду) оказы вается пологой. Вход в глис саду осущ ествляется обычно на удалении 7,5—8,6 к м от В П П . При угле наклона глиссады 2°40' Д П Р М располож ен на р а с стоянии 4 км, а ближний на 1000 м. П оэтому высота пролета Д П Р М составляет 200 м, а Б П Р М — 60 м. Д л я указан ны х высот пролета (при скорости самолета 240—'260 к м/ ч по прибору) верти кальн ая скорость составляет 3,0— 3,5 м/сек. В качестве прим ера рассмотрим захо д на п осадку самолета Ту-134А, когда он «вписывается» в схему (см. рис. 117) в районе третьего разворота. П олет самолета здесь осущ ествляется на ско рости 350 км/ч с выпущенным шасси, после выполнения р а зв о р о та зак р ы л ки отклоняются на 15°. Д л я сам олета весом 40 000 к Г угол атаки составляет 7°,6 (су= 0 , 5 9 2 ; Упр= 3 5 0 к м / ч) . П ри ско рости 300 км/ч (су = 0,8 и а ='5°,4) с выпущенным шасси в ы полня ется четвертый разворот и перед входом в глиссаду (удаление 7,5— 8,5 км от В П П ) зак р ы л ки полностью отклоняются на 38°. Скорость уменьшается до 250 км/ч (с^пл = 1,16, а = 6 ° ) и при необходимости выпускается п одф ю зеляж ны й щиток. После входа в глиссаду снижение производится с вертикальной скоростью 3,2— 3,5 км/сек: У у = l ^ s i n G = 69,5-0,0466 = 3,24 м / с е к . § 2. П О Л ЕТ ПО ГЛИ СС А ДЕ. В Ы Б О Р СКОРОСТИ П Р Е Д П О С А Д О Ч Н О ГО С Н И Ж Е Н И Я По Н Л Г С С С Р скорость зах о д а на посадку (К зах- пос) на всех этап ах маневрирования, связанного с расчетом и заходом (вплоть до высоты 15 м н ад торцам В П П ) , д о л ж н а превыш ать м и н им аль ную скорость самолета не менее чем на 30% (при соответствую щей конфигурации самолета и работе двигателей на реж им е м а лого г а з а ). 191 v П о В CAR м и н им альн ая скорость предпосадочного снижения (скорость пересечения торца В П П ), иначе н азы 250 ваемая установивш ейся скоростью конечного участка зах о д а на посадку » со всеми работаю щ им и двигателями > V'atq, д о л ж н а быть не менее у к а з а н ных ниж е скоростей: 200 V m S i + 4 0 км/ч, где VMS — скорость 1 сваливания, р ас см а т р и в ае м ая в кон 175 фигурации д ля захо д а на посадку при всех работаю щ их дви гател ях (н ап р и Рис. 118. Х арактерные скорости при посадке самолета Ту-134А: мер, д л я Ил-62, Ту-134А и Ту-154 это максимальному углу УдТо— скорость снижения с двумя соответствует работающими двигателями; У пос— отклонения зак р ы л ков ); посадочная скорость самолета; 1,3 V m s q , где V m s o — скорость VАТ\ — скорость снижения с одним неработающим двигателем; V m 5q— сваливания сам ол ета в посадочной скорость сваливания самолета для конфигурации; 5 3 = 38’. минимальной скорости по у п р а в ляемости V MCL, 1,08 Усафт, где Убафт — скорость, при которой начинается т р я с ка (обычно это V св а л и в )• Ч а щ е из всех указан ны х ограничений устанавливается Упл = = Улт0 — 1,3 VjnrsoН а рис. 118 п о казана зависимость скоростей предпосадочного снижения, посадочной и сваливания д ля самолета Ту-134А от веса. К ак видно, миним альная скорость предпосадочного снижения для С = 3 8 000 к Г и меньше составляет 250 км/ч. Эта скорость на 30% больше скорости свали ван ия 190 км/ч. П ри более высоких значениях с Утах получаем другие значения. Р ассмотрим их, определив вначале ф ормулу расчета сУпл исходя из требований УЛт0 — 1,3 VMs0 • Н а рис. 119 представлены зависимость c y = f ( a ) и поляра самолета д л я выпущенных в посадочное положение закры лков (су т „ = 2 , 7 5 ) . Скорость предпосадочного снижения км/ч GiS а скорость срыва = 14,4 П осле V GiS СУшах п реоб разован ия получим 14,4 l / " =1 , 3 - 1 4 , 4 У"сУв откуда Су 192 G/S ИЛИ сУтах = ТЖ G/S сУпл = 1,69 G/S сУта: С! С„ =1,77 Рис. 119. Зависимость коэф фициента су от угла атаки и поляра самолета на посадке (б3= 4 5 °; бпред = 20°, шасси выпущено, Cj,max = 2,75): _________ с учетом влияния земли; — ---------- без учета влияния земли СДплдСДбгз / / / U5 // // // / / 1,0 / / Н = б // у / 1 / ./ / г / U5 / / г U B и / / / Г 0,5 1 Упроб' у / 4 *' - 'f 1 oj / 7 / / 1 ' А - / / Г K=t,75 1 К=2,2 / 0,3 Я^проб ^ Р И С Уша х 10 2,75 иСуу пл = а1,62 , ос- 0,1В 0,2 2 ,7 5 ^ j gg При 5 Кр = 1 1 5 м? и С пос = 4 5 0 0 0 к Г V atq = 1 4 ,4 ]/ = 224 км/ч., a V y = 3,6- 0 4 6 6 ^ 2 ,9 м/сек. Д о момента пересечения торца В П П полет самолета долж ен происходить по глиссаде. Увеличение угла траектории снижения больше 2°40/ (по абсолютной величине) — так назы ваем ое «подныривание» под глиссаду недопустимо. Д ел о в том, что подныривание связано с увеличением вертикальной скорости снижения сам о лета и на малы х высотах полета опасно тем, что при исправлении допущенной ошибки мож ет появиться п росадка самолета, которая тем больше, чем больше верти кал ьн ая скорость снижения сам о лета. Скорость снижения сам олета до момента н ач ал а выравнивания д о л ж н а сохранять постоянное значение. Определим положение самолета при снижении на глиссаде ( су пл — 1,62; а = 10°), приняв угол установки кры ла фкр = 3°. Угол та н г а ж а составит —2 °4 0 '+ 1 0 ° — 3 ° = 4 ° 2 0 / . К ак видно, при отрицательном угле снижения самолет имеет весьма больш ой полож ительны й угол т а н г а ж а . Если угол установки кры ла са м олета будет меньше, чем рассмотренный, то угол т а н г а ж а увеличится. 7—4779 193 П олет по глиосаде на меньших скоростях увеличивает резерв времени пилота. В итоге четвертый разворот (в перспективе) м о ж но будет выполнять на меньшем удалении от н ач ал а В П П . Если вход самолета в глиссаду произойдет на высоте 400 м и удалении 7,5— 8,5 к м от В П П , то д ля полета до Д П Р М в штиль (высота пролета 200 м) потребуется / = 200:2,9 ^ 69 сек. Р азность высот пролета Д П Р М и Б П Р М составляет 140 м, а время сниже ния / = 140:2,9=^48 сек. Рассмотрим, какой требуется реж им работы двигателей д ля полета самолета по глиссадеПри выпущенных шасси и отклоненных за к р ы л к а х (см. рис. 119) качество самолета К ^ 6 , угол планирования 0 = 9 = 5 (tg 0 = 0,167; 0 = 9°5 ), но в том случае т я г а двигателей д о л ж н а быть близка к нулевой. Фактически самолет сниж ается по глиссаде с работаю щ им и д ви гателям и с углом 2°40'. Этому углу соответствует качество сам о лета1 к- — л 1 _ tg e 1 tg 2°40' 1 0,0466 _ 01 К ’ Д л я с у = 1,62 (угол атаки 10°) получаем сж= 0 , 2 7 3 . И з этого значения сх необходимо вычесть значение коэффициента cR по требной тяги двигателей, чтобы сохранить / ( = 2 1 , 5 : К = CxC ^ CR , откуда с* = ^ - с , = 2 Г Х - - 0 , 273 = 0 , 0 7 5 4 - - 0 , 2 7 3 = | 0,198 | . Этому значению коэффициента тяги соответствует потребная тяга P = c n q S = 0,198-241 • 1 1 5 = 5 5 0 0 кГ. Эта тяга в несколько раз больше тяги на реж им е малого газа (300—500 кГ) и соизмерима с потребной тягой д ля крейсерского полета. Д л я самолетов с мощной механизацией кры ла и подфю зеляж ным щитком, выпускаемым на снижении, необходимо дополнитель но увеличивать число оборотов двигателей, иначе угол наклона т р а ектории снижения увеличится и самолет произведет посадку до н ачала В П П . Н априм ер, у са м олета Ту-124 эффективность тор м о з ного щ итка очень высокая, так ка к с увеличением сх самолета п р а к тически не изменяется подъемная сила крыла. Поэтому самолет при выпуске щитка, не имеет тенденции «проваливаться», увеличи вается лиш ь угол наклона траектории. Скорость пересечения торца В П П с одним неработаю щ им д ви гателем Va t 1 определяется д ля меньшего, чем посадочный угол отклонения закры лков (например, 20° вместо 38° для Ту-134А). Причем Vатх д о л ж н а быть рав н а или больше VAt 0 Ч а щ е всего устанавливаю т 1 /а 71 = 1/ а г 01 Часто качество самолета на снижении с работающими двигателями назыиают эквивалентным качеством. 194 § 3. ЭТАПЫ П ОСАДКИ САМОЛЕТА П олет сам олета (снижение) с высоты 15 м после пролета торца В П П состоит из следующих основных этапов: 1) снижения сам оле та с заданной высоты 15 м на скорости V a t 0 R° момента начала выравнивания; 2 ) выравнивания и посадки; 3) пробега самолета. Н а рис. 120 п о казан а схема определения потребной длины В П П и профиль посадки с высоты 15 м. ’Суммарную длину горизонтальной проекции траектории воз душного участка ( # = 1 5 м) и пробега назы ваю т посадочной дис танцией. Н а предпосадочном снижении двигатели создаю т сравни тельно большую тягу, которая необходима для вы д ерж иван и я ско рости снижения и сохранения хорошей приемистости двигателя на случай ухода на второй круг или д ля подтягивания при уточнении расчета на посадку- Выпущенный щиток требует увеличения реж им а работы двигателей, что повышает безопасность при уходе на вто рой круг. В ы пуск тормозного щитка создает обычно кабрирую щ ий момент и облегчает балансировку самолета. Выпущенные закры лки могут создавать пикирующий или кабрирую щ ий момент. Б ал а н с и р о в ат ь самолет нужно так, чтобы усилия на ш ту рвал е все время были не большими и тянущими. В ы р а в н и в а н и е . Н а выравнивании движ ение самолета про исходит по криволинейной траектории, с потерей скорости. При о т клонении ш тур в ал а н а себя пилот увеличивает угол атаки и, следо вательно, подъемную силу, которая становится больше составл яю щей веса и вследствие этого траектория искривляется. Н а участке выравнивания самолету постепенно придается посадочный угол атаки. В конце участка вы равнивания у современных самолетов наблю дается небольшой участок вы держ ивания, где самолет летит не горизонтально, а под некоторым углом к зем ле (0,5— 0 ,8 °). Посадочная дистанция Потребная длина ВПП= Посадоч.дист'Квт Располагаемая длина летной полосы Рис. 120. П рофиль снижения самолета с Н — 15 м 7* 195 В ыполняя выравнивание, пилот добивается уменьшения угла наклона траектории и вертикальной скорости снижения до величин, обеспечивающих м ягкое приземление. Зд ес ь скорость уменьшается по двум причинам: во-первых, увеличение угла атаки повышает сопротивление Q (для установленных посадочных углов атаки 8 — 1 0 ° сопротивление возрастает на 25— 30% ) и, во-вторых, перед началом выравнивания пилот дросселирует двигатели и тем самым уменьш ает их тягу. Если на планировании по глиссаде с 0 = — 2°40' эквивалентное качество самолета составляет 21,5, то в конце вы равнивания оно резко уменьш ается (составляет, например, д ля самолетов Ту-134А и Ту-154 6 — 9). Отклоненный на планировании щиток благоприятно действует на тормож ение самолета. В конце участка вы равнивания скорость самолета гасится от V в конце вы равнивания до Vnoc- От величины разности м е ж д у этими скоростя ми зависит длина конечного участка вы равнивания. Чем больше посадочный угол атаки, тем длительнее участок торм ож ения сам о лета и больше длина участка выравнивания. В итоге увеличивается посадочная дистанция, несмотря на то что д ли н а пробега несколько уменьш ается при посадке на большем угле атаки. К а к показали летные исследования, д л я самолетов Т у - 124, Т у -134 и других выгоднее «тормозиться» на зем ле (в процессе про б ега), чем в воздухе, когда аэродинамическое качество достаточно высоко ( 6 — 9). Чтобы не растягивать чрезмерно вы д ерж иван и е са молета в конце у ч астк а выравнивания, посадку производят при У m c = V а т 0 — ( 1 0 ^ - 2 0 ) км/ч. П ри этом стремятся, чтобы самолет летел по траектории, близкой к лучу глиссады (см. рис. 1 2 7 ) , кото рый упирается в поверхность аэро д ром а на расстоянии 3 3 0 м (если 0 = ■ —' 2 ° 4 0 ' ) от торца В П П . Это д ает значительное сокращение воздушного участка (в ы р а в н и в а н и я ). В целом уменьш ается посадоч ная дистанция. Гашение скорости в конце участка выравнивания происходит при значительном влиянии э к р ан а земной поверхности — воздейст вии воздушной подушки. В ы держ иван и е пилотом скорости планирования очень важно. Несоблюдение р еж и м а полета при заходе на посадку, злоупотреб ление подтягиванием приводит, к а к правило, к посадке на повы шенных скоростях, когда за счет большой кинетической энергии с а молета и уменьшенного отрицательного ускорения на пробеге воз растает сам пробег и, следовательно, посадочная дистанция увели чивается. П р о б е г . Скорость, при которой самолет касается земли, н а зы вается посадочной. Она мож ет быть определена по следующей формуле: где сУгос — коэффициент подъемной силы в момент касания сам о летом з е м л я Н а рис. 119 рассмотрен пример для значения с у П0С= 1,77, для Gnoc—45 000 к Г соответствует V noc= 14,4 У = что 214 к м / ч . Следовательно, значение посадочной скорости всего на 1 0 км!ч меньше скорости предпосадочного снижения (планиро вания) . Пробег начинается с момента касан и я В П П колесами самолета. Д ви ж ени е самолета на этом участке прямолинейное, замедленное. После приземления необходимо плавно опустить переднюю стойку шасси и начать торможение. Д л я этого вн а ч а ле приводят в действие интерцепторы (спойлеры), реверс тяги (или посадочный параш ю т) и практически одновременно н аж и м аю т на тормозные педали. По BCAR включение реверса тяги (если он не приводится в действие автоматически) долж но производиться только через 3 сек после касания В П П (для уверенности, что все колеса шасси на В П П ). Пробег самолета происходит на трех точках при малом угле атаки. Н а поляре это соответствует а пр0б (см. рис. 119). Если в момент посадки коэффициент подъемной силы д ля боль шинства п ассаж и рских самолетов составляет 1,4— 1,9, то после вы пуска интерцепторов (спойлеров) д ля угла атаки а Проб вследствие срыва потока на крыле он резко уменьш ается (примерно до 0,1— 0,4 в зависимости от применяемой м еханизации к р ы л а ); из-за резкого падения подъемной силы происходит энергичное н аг р у ж е ние колес шасси. Н еобходимо отметить, что д ля самолетов Ту-124, Ту-134 и Ту-154 при выпуске интерцепторов (спойлеров) на самолет дейст вует кабрирую щ ий момент, и пилот д олж ен у д ерж и в ать самолет на посадочном угле атаки. Выпуск интерцепторов приводит к уменьшению скорости сам о лета. В процессе пробега зам ед ляю щ и м и являю тся сила лобового сопротивления самолета, трение колес о землю и тяга реверса. Н е большая т я г а двигателей уменьш ает зам ед ляю щ ую силу. ' Схемы сил, действующих на самолет при пробеге и разбеге, в принципе одинаковы (см. рис. 77). Отличие состоит только в том, что при пробеге сила тяги Р значительно меньше суммы зам едля• ющих сил F TP+ Q . При пробеге с у м м ар н ая т о р м о зя щ а я сила опре делится к а к разность зам ед ляю щ и х сил и силы тяги двигателей ^ т о р = Q + ^ т р — Р. В результате действия тормозящ ей силы появляется о трица тельное ускорение (т. е. замедление) • = j RI oL = q + f t p - P JX т G И з формулы следует, что чем больше сум ма сил Q-f-FTр, тем больше будет j x. Сила трения зависит от коэффициента трения /тР колес о поверхность зем ли и от силы N нормального давления самолета на землю. Д л я пассаж ирских самолетов с дисковыми Тормозами и интерцепторами при пробеге по сухому бетону /тр = 0 , 2 — 0,3 (с учетом торм ож ен ия). 197 С ила N зависит от посадочного веса самолета и подъемной си лы: M ~ G — Y. Силу трения можно выразить следующей формулой: F tp = /трА г = / ( О — К), тогда R T0P = Q + / тр( 0 - - Y ) — Р. В н ачале пробега, когда подъемная сила немного меньше веса, сила трения будет м ала (м ал а разность G— Y ) . Например, при ско рости 220— 200 км/ч сила трения равн а 4000—5000 к Г (для с а м о лета с посадочными весами 40— 45 Т). В конце пробега, когда подъемная сила незначительна, си"ла трения возрастает. Л обовое сопротивление са м олета в начале пробега (когда скорость близка к посадочной, а угол атаки равен посадочному) довольно зн ач и тельно (@ = 5000— 6000 к Г д ля тех ж е весов). Этому способствуют отклоненные закры лки и тормозной щиток (если он установлен). Д л и н а пробега сам олета в инструкциях по летной эксплуатации определяется по номограмме, где учитываются метеоусловия (тем п ература и высота располож ения аэр о д р о м а), направление ветра, уклон полосы. Н апри м ер, для самолета Ту-134А (с реверсом тяги) в расчетных условиях д ля Gnoc = 40 000 к Г длина пробега в штиль (уклон 0) составляет 690 м, для веса 43 000 к Г — 740 м. П осадочная дистанция (снижение, выравнивание с в ы д е р ж и в а нием и пробег) д л я самолетов при использовании реверса тяги со ставляет в среднем 1200— 1600 м. П о Н Л Г С С С Р посадочная дистанция самолета, определенная для стандартны х температурных условий при сухой поверхности В П П при всех весах, высотах, уклонах В П П и значениях скорости ветра, предусмотренных эксплуатационны ми ограничениями, д о л ж на быть меньше располагаемой длины В П П в 1,5 р аза.^Так, если посадочная дистанция самолета составляет 1200— 1600 м, посадка д о л ж н а производиться на В П П длиною 1800— 2400 м (потребная длина В П П ). Это необходимо д л я обеспечения безопасной посадки в случае каких-либо отклонений от схемы захода, превышения скоростей пересечения торца В П П и т. д. По BCAR потребная длина В П П д ля самолетов, не имеющих реверса тяги, определяется ум нож ени ем длины посадочной дистанции на коэффициент 1,82, а д ля само- Рис. 121. Н омограмма определения потребной длины В П П для посадки самолета Ту-134А ( к вп п = 1 , 6 7 с использованием реверса тяги) ;98 летов = с реверсом тяги — на коэффициент 1,67 ( Lnorр.впп = L n o c - ДИОТ К В П П ) • При квпп = 1,82 потребные разм еры В П П для посадки самолета могут превыш ать потребную В П П д ля его взлета с максимальным весом, что мож ет усложнить эксплуатацию . По BCA R н а . з а п а с ном аэродроме потребная длина ВГШ составляет 0,95 от основной. Определение потребной длины В П П на основном м запасцом аэродромах производится по н о м о гр ам м ам , 1 помещ аемы м в инст рукцию по летной эксплуатации самолета (рис, 121). В качестве примера приводится ном ограм м а определение, длины В П П для самолета Ту-134А с реверсом тяги двигателей. Д л я веса 43 000 кГ в расчетных условиях Z-потр-впп = 2 340 м при «впп — 1,67). § 4. М ЕТОДЫ СО К РА Щ ЕН И Я П О С Л Е П О С А Д О Ч Н О Г 0 П РО БЕГА САМ ОЛЕТОВ ; Кинетическая энергия самолета в момент приземления р ассеи вается и поглощ ается работой сил тормож ения, аэродинамическим сопротивлением самолета, трением колес шасси о йоверхность В П П , сопротивлением тормозных параш ю тов, реверсом тяги и т. д. Н апример, д ля самолета Ту-154 с отклоненными предкры лками, зак р ы л кам и и интерцепторами на скорости 214 км/ч при сх = 0,23 (а пробега) аэрод ин ам и ч еск ое1 / .'сопротивление Q = 5 0 0 0 кГ. Д л я самолета Ту-134 сопротивление п ар аш ю та при скорости 230 км/ч составляет примерно 5300— 5800 кГ. С умень шением скорости пробега резко уменьшаются сопротивление п а р а шюта и аэродинамическое сопротивление самолета, а торможение колес возрастает. Д л и н а пробега самолета мож ет быть определена по приближенной формуле vу лос 2 '- : Г J ■/-проб— о7~ » ^ ^ ср .п р об где }хср> проб — среднее ускорение тормож ения самолета на пробеге, м /се к2-, при некотором допущении его считают н езави ся щим от веса самолета. К ак видно из формулы, при заданной посадочной скорости.дли на пробега мож ет быть уменьшена путем увеличения среднего ус корения торможения. Само уменьшение посадочной скорости, (высо к а я механизация кры ла) является наиболее мощным средством снижения длины пробега. Н есм отря на реверс тяги, у некоторых самолетов основное тор можение на пробеге создается торм озам и колес. Гашение скорости сам олета во второй части пробега (так ж е при прекращении в з л ета), когда реверс тяги .выключается1, осущ е 1 Часто это необходим о для исключения попадания частиц битума из сты ковочных швов плит В П П в воздухозаборники двигателя и отлож ения его на лопатках компрессора низкого давления или вентилятора. 199 ствляется в основном тормозами колес. Эффективность тормозов в большой степени зависит от состояния покрытия ВПГ1. В качестве покрытия д ля В П П ч ащ е всего используются цементобетон и ас фальтобетон. Д л я оценки состояния покрытия В П П , т. е. взаимодействия тор мозящего колеса с опорной поверхностью, во многих странах наземные служ бы аэропорта измеряю т к о э ф ф и ц и е н т с ц е п л е н и я с помощью акселером етра (измерителя ускорений), уста новленного ■на специальном автомобиле. В ыполняя несколько тор можений в различных -местах В П П , фиксируют на ш кале акселеро метра отрицательное ускорение, по которому судят о величине ко эффициента сцепления. Н апри м ер, д ля сухого цементно-бетонного покрытия, если не происходит плавления или сгорания резины шины из-за высокой тем пературы при контакте с В П П , он состав ляет 0,7— 0,8, а д л я мокрого — 0,4—0,6; д ля В П П , покрытой слоем воды и мокрого снега (слякоть) толщиной 2 0 — 26 мм, величина коэффициента сцепления колеблется (в зависимости от тем перату ры воздуха и наличия ледяной пленки под слоем воды) от 0,3 до 0,35. Коэффициент сцепления сильно зависит от рисунка протектора при движении колеса по В П П . С увеличением ско рости движ ения сам о л ета коэффициент сцепления уменьш ается в 2 — 3 разаВеличина коэффициента сцепления отличается от величины о б щепринятого коэффициента трения, равного отношению тангенци альной (касательной) силы тормож ения к нормальной нагрузке на колесо. Когда колеса самолета не тормозятся, движ ение сопровож д ается силой трения качения (см. гл. VII, § 3). В момент тор м о ж е ния сила трения резко возрастает. В отдельных случаях при тор можении колес возможно их заклинивание ( 1 0 0 -процентное про скал ьзы ван и е), т. е. юз. Д ви ж ени е самолета при невращ аю щ ихся колесах (юзе) приводит к тому, что сила трения уменьш ается и длина послепосадочного пробега увеличивается. В зависимости от состояния покрытия В П П , износа покрышек и степени зато р м о женности колес, т. е. их проскальзы вания при торможении, к оэф фициент трения составляет (дисковые тормоза) 0,15— 0,3 д ля сухих В П П и уменьшается до 0,08—0,12 для В П П , покрытых мокрым снегом или слякотью (по результатам испытания самолета Т у -124). Д л и н а пробега самолета получается наименьшей, если пилот все время до предела тормозит колеса (перед н ачалом п ро скаль зы в а н и я 1). М алейш ее усиление тормож ения с его стороны у ж е мо жет вы звать скольжение. И наче говоря, пилот долж ен действо вать так, чтобы сила тормож ения колес соответствовала силе сцеп ления колес с В П П . Эту задачу на современных самолетах выпол няют специальные автоматы тормож ения, которыми оборудованы тормозные колеса. Принцип действия их основан на использова 1 Ч е с т н о в J1. В. Л етная 248 с. 200 эксплуатация самолета. М., Воениздат, 1962. нии силы инерции маховичка, в ращ аю щ егося п ар ал л ел ь н о с коле сом. При движении колеса без скольжения маховичок автомата вращ ается синхронно с колесом. Если колесо начинает скользить, маховичок, п ро до л ж ая вращ ение с помощью специального устрой ства, преры вает подачу давления в тормоза, вследствие чего коле со начинает р асторм аж иваться. П осле восстановления скорости вращ ения колеса и синхронности в ращ ения колеса и маховичка д авление в тормозах повышается до заданного и колесо вновь з а тормаж ивается. В эксплуатации обычно этот цикл повторяется очень быстро и фактически не происходит полного сброса давления в тормозах. Т аким образом, названный автом ат обеспечивает опти м альное тормож ение — качение на границе скольжения. При включенном автомате пилот сразу создает полное д авление в тор мозах (полный ход тормозных п е д а л е й ). П лавное н аж а т и е педалей тормозов, ка к это рекомендуется при неавтоматическом торможении, в этом случае приведет к увеличе нию длины пробега, поскольку не будет использоваться предельный .режим тормож ения. Применение автоматов торм ож ения позволило дополнительно сократить длину послепосадочного пробега на 20— 25% . Увели чился срок службы пневматиков. Среднее ускорение торможения автом атам и, например д ля Ту-104, составило 1,7— 2,0 м/сек2 (дис ковые то рм о за). Н а самол.етах Т у -124, Ту-134 с интерцепторами, откры ваю щ имися в момент приземления, эффективность тормозов ещ е больше 2,25— 2,5 м/сек2. Для самолета Ту-134 при j с р = 2 ,2 5 м/сек 2 и посадочной скорости 230 км/ч (64 м/сек) ■£-проб — 900 м. Д л я самолета Ту-104 (интерцепторов нет) при ^ 0 0 = 2 4 0 км/ч и среднем ускорении тормож ения 1,3 м/сек2 (к а мерные торм оза) длина пробега составляет 1700 м. У самолетов ж е Ту-104 с дисковыми торм озам и (при среднем ускорении торм о жения 1,55 м /с е к2) длина пробега р ав н а 1430 м. Применение тормозных параш ю тов яв л яется одним из вспомога тельных средств тормож ения самолетов первого поколения. Т о р мозной п араш ю т легко р азм ещ а ется на самолете и яв л яется отно сительно дешевым средством. Тормозные параш ю ты ленточные. Прочность строп и купола обеспечивается при скоростях пробега 260—230 км/ч. У ленточного п ар аш ю та воздух частично проходит через купол и поэтому для него Дсх= 0 , 2 5 — 0,55 (для обычного п а раш ю та Дсх = 1 , 2 — 1,3). Н априм ер, один из иностранных тормоз ных параш ютов, имеющий диаметр купола 9,76 м и Дсх = 0,55, создает тормозящ ую силу 17,25 Т при скорости 296 к м/ ч (военный транспортный сам ол ет). Д л и н а пробега по обледеневшей полосе з а счет тормозного параш ю та сок ращ ается на 30— 40%. Однако чем меньше скорость, тем меньше эффективность п араш ю та. Н а пример, тормозные параш ю ты самолета Ту-104 сокращ аю т длину •пробега на 25— 30% (м окрая или обледеневш ая полоса). Так, в стандартн ы х условиях д ля посадочного веса 58 Т длина пробега равн а 1730 м, а с применением п араш ю та — 1250— 1350 м. Т о р м о з я щ а я сила составляет 10— 14 Т. 201 Н едостатком этого способа сокращения пробега является то, что при скорости бокового ветра свыше 6 — 8 м/сек, направленного под углом более 45° к В П П , параш ю т, отклоняясь от оси самолета, стремится развернуть его против ветра. С усилением бокового ветра вероятность р азв оро та возрастает. Но д а ж е в этом случае рекомендуется в течение первой половины пробега пользоваться тормозным параш ю том, выпуская его сразу по'сле приземления (практически с зад ер ж ко й 5—7 сек). При неустойчивом поведении са м олета на пробеге (особенно в условиях бокового ветра) линия действия силы торм ож ения колеблется и мож ет возникнуть необхо димость в Энергичном управлении носовым колесом. Д ругим недо статком является то, что сброшенный п араш ю т требует быстрого удаления с 'В П П , транспортировки, проверки и укладки. Срок сл уж б ы тормозного п араш ю та составляет 40—50 посадок. Подсчет силы сопротивления от параш ю та производится по формуле Q пар = Д с * пар S q , где Дс*пар— коэффициент лобового сопротивления параш ю та, отне сенный к площ ади кр ы л а самолета; S — площ адь крыла; q — скоростной напор. Н априм ер, д ля тормозного пар аш ю та самолета Ту-134 с S к у п = = 40 м 2; с.тпар= 0 , 5 4 (S KP= 1 1 5 м 2) пар S Kp _ 0^4_40_ = о л 8 8 . 11 5 Выпуок тормозного параш ю та на меньшей скорости менее э ф ф е к тивен. В конце пробега из-за уменьшения скорости (стояночный угол атаки) сила Q практически р ав н а нулю. В процессе всего пробега на самолет действует средняя торм о з я щ а я сила, которая создает среднее отрицательное ускорение и срп = 9,81 R тор G • Эффективность применения реверса тяги так же, как и колес ных тормозов, сильно зависит от момента включения его в действие на пробеге после касан и я самолетом В П П . Н а рис. 122 п редстав лено изменение тяги д ви гателя Д-30 II серии по времени при вы ходе с реж им а малого га за на реж им реверса для скоростей 0 и 200 км/ч. К а к видно из рисунка, в процессе пробега (скорость дви ж ения самолета 150— 180 км/ч) значение реверсивной тяги д ви га теля составляет в среднем 2200— 2300 кГ. В ремя выхода с р е ж и ма малого газа (п р ям ая тяга 350— 500 кГ) на реж им обратной т я ги составляет 5— 8 сек. Здесь учтено требование BCA R — трехсе кундный интервал перед включением реверса тяги после касания для того, чтобы иметь уверенность, что все колеса шасси косну лись В П П . Поэтому с момента касания практически проходит около 3 сек до включения реверса, 1 сек необходима д ля переключе ния рычага управления реверсом, 1 — 3 сек — на н арастание об ратной тяги. Это, конечно, значительно снижает преимущества т я 202 говых характери сти к р ев ер са по скорости по сравн е нию с колесными тор м о за ми, практически их можно включать, если нет ограни чения по скорости н ачала тормож ения через 1 сек пос ле касания за исключением, когда В П П покрыта льдом. О днако по мере накоп ления опыта использования реверсивных устройств м о ж но будет уменьшить з а д е р ж ку времени и перекладку реверсивного устройства осущ ествлять вслед за уменьшением тяги д в и г а телей (т. е. до момента к а сания). Д ал ьн ей ш ее усовер Рис. 122. Изменение тяги двигателя са шенствование методов в к л ю молета Ту-134А по времени при выходе чения реверса — это пол с реж има малого газа на режим реверса для двух скоростей ( # = 0 , СА) ный переход от п олож и тельной тяги к реверсивной на любых р еж и м ах работы двигателя. Это позволит исключить дрос селирование и разгон д ви гателя и обеспечит более безопасный и эффективный метод управления самолетом к а к при конечном з ах о де на посадку, так и на земле. Атмосферные у сло вия о к а зы в аю т значи тельное влияние на ве личину тяги. Н а рис. 123 показано изменение ре версивной тяги на п осад ке в зависимости от д л и ны пробега. С увеличе нием высоты р ас п о л о ж е ния аэродром а сн и ж ае т ся не только п р ям а я т я га, но и обратн ая. Если в стандартны х условиях через 500— 550 м пробега (9 — 1 0 сек с момента к а сания) су м м ар н ая тяга реверса составляет Рис. 123. Изменение тяги реверса самолета 4400 кГ, то на высоте Ту-134А на посадке при включении через 3000 м она сниж ается до 4 сек после касания: 2400 кГ. Преимущ ество а — О п о е = 4 3 ? , /= 1 5 ° С , Н = 0 ; б — G BOc = реверсирования тяги д ви = 4 0 Т, <=15°С , Я — 3 000 м 203 гателей хорошо видно на примере самолета Ту-134А (по сравнению с Ту-134), где были установлены двигатели с реверсом тяги; по треб н ая длина В П П д л я посадки значительно у м е н ь ш и л а с ь 1. Особенно заметны преимущества реверса ка к и тормозных па раш ютов при пробегах на обледеневших и мокрых полосах. Помимо тормозных параш ютов, выключения двигателей на пробеге, применения реверса тяги, находят прим енение.тормозные щитки, интерцепторы (спойлеры). Интерцептор представляет собой выдвигаемую или отклоняемую поверхность крыла, укрепленную на его верхней части. Включение интерцепторов для тормож ения происходит после касания колес самолета В П П . С р ы вая поток с верхней поверхности кры ла, интерцепторы резко уменьш аю т подъемную силу и со здаю т значительное дополнительное сопротивление. С казанн ое п одтверж дается рис. 119, граф ик которого показы вает, что при з а крытых интерцепторах аэродинамическое качество (для р ас см а т риваемого самолета) при переходе из посадочного положения (к = 1 0 — 12°) в положение на пробеге ( а = 3 ° ) уменьшается с 6,2 до 2 ,2 ; открытие интерцепторов на пробеге уменьш ает аэрод и н а мическое качество самолета с 2,2 до 1,75. Подобное ж е влияние оказы вает выпуск интерцепторов на зависимость C y = f ( а ) . Д л я улучшения посадочных характеристик (уменьшения длины воздушного участка и пробега) на некоторых сам олетах прим еня ется отклонение интерцепторов на последней прямой (на предпоса дочном снижении). Причем для сохранения скорости реж им д ви га телей увеличиваю т вплоть до номинального, но зато от момента уборки газа до приземления самолет энергично тормозится. П о с а дочная дистанция са м ол ета значительно уменьшается. Некоторое увеличение а Пл не влияет на характеристики самолета, д а ж е н а оборот, устойчивость сам олета по крену с выпущенными интерцеп торам и выше, он «плотнее сидит» в воздухе и не так «охотно» реагирует на атмосферную болтанку. Характеристики самолета при уходе на второй круг с отклоненными интерцепторами лучше, так ка к число оборотов двигателей на предпосадочном снижении у ж е повышенное, а практически мгновенное увеличение подъемной силы и уменьшение сопротивления при уборке интерцепторов р ез ко увеличивают качество самолета. § 5. З А ВИСИМОСТ Ь Д Л И Н Ы П Р ОБ Е ГА ОТ Р А З Л И Ч Н Ы Х ЭКСПЛУАТ АЦИОННЫХ ФАКТОРОВ Н а длину пробега самолета существенное влияние о казы ваю т вес самолета, состояние ВПП, направление и скорость ветра, у к лон полосы, атмосферные условия и т. д. Д л и н а пробега т а к ж е зависит от действий пилота. 1 Необходимо отметить, что сам «чистый реверс пробега в среднем на 100 — 200 м на сухих ВПП. 204 тяги» уменьшает длину Н а длину пробега вес самолета влияет весьма существенно. Во сколько! раз увеличивается вес самолета, примерно во столько ж е раз увеличится скоростной напор (к в а д р а т посадочной скорости), а следовательно, во столько ж е р аз увеличится и д ли н а пробега. Например, д ля посадочного веса 40 ООО к Г д ли н а пробега в стан дартных условиях составляет 790 м. При увеличении посадочного веса самолета до 43 ООО кГ, т. е. в 1,072 р аза, длина пробега увеличится во столько ж е раз и будет составлять 790 м - 1,072 = 840 м. Т ем пература наружного воздуха сказы вается т а к ж е сущ ест венно. Н а пробеге двигатели создают небольшую тягу и при повы шении тем пературы воздуха она снижается, что способствует сокращению пробега. Если пренебречь влиянием температуры на сопротивление и тягу, мож но приближенно считать, что увеличение тем пературы на 5% , например с 15 до 30°С (с 288 до 303° К ), при ведет к увеличению пробега то ж е примерно на 5% . С ледует заметить, что при условиях, отличных от стандартных, посадочная скорость по прибору д о л ж н а быть такой же, ка к и в стандартны х условиях, т а к к а к с изменением плотности воздуха индикаторная скорость на посадке не д о л ж н а и зм е няться. В то- ж е время то н кая стрелка (истинная скорость) покаж ет величину, отличающуюся от истинной посадочной скорости в стан дартны х условиях. В лияние на длину пробега встречного и попутного ветра, ук л о на полосы такое же, к а к и на длину разбега. Тормозиой э ф ф ект всегда наибольший при наибольших скоро стях н ач ал а использования интерцепторов (спойлеров) и торм озно го п араш ю та. Поэтому, например, д ля Ту-124 зап азд ы ван и е в от клонении интерцепторов на 1,5— 2 сек увеличивает длину пробега на 100— 150 м, а выпуск п ар аш ю т а н а скоростях 180— 140 км/ч уменьшает его тормозной эф ф ект на 35—5 0 % . Торм о за колес не обходимо включать ср а зу после выпуска интерцепторов. Тяга ре верса от скорости зависит незначительно, главное в использовании реверса — его своевременное включение. § 6. О С ОБ ЕННОС Т И П Р ОБ Е ГА САМОЛЕТОВ ПО МОКРЫМ, О Б Л Е ДЕ НЕ В ШИ М И З А С Н Е Ж Е Н Н Ы М ВПП Несмотря на разн о об рази е средств тормож ения, основными все ж е являю тся тормоза к ол ес и реверс тяги. Установлено, что при по садке на сухую бетонную полосу около 80% энергии движения с а молета гасится в результате использования тормозов и реверса т я ги и 2 0 % — за счет аэродинамического сопротивления самолета (применение закры лков и щ итков). П ри посадке на мокрую В П П только около 50% кинетической энергии гасится тормозами, а в 205 случае износа покрышек колес — еще меньше. Зд есь большую роль играет реверс тяги. Т ормоза колес играют большую роль при прекращении взлета. Интерцепторы и посадочный параш ю т здесь менее эффективны (м алые скорости Vi). К ак мы рассмотрели, потребная для эксплуатации самолета длина В П П определяется или из условия обеспечения безопасшзсти прерванного и продолженного взлетов (см. рис. 85), или из условия посадочных характеристик самолета (ом. рис. 121). Последние, как правило, рассчитываю тся для разны х коэффициентов / Тр (разное состояние поверхности В П П ). В большинстве аэропортов вследст вие климатических условий одна треть года, а в некоторых аэр о портах и больше В П П находятся в мокром, заснеженном или о б ле денелом состоянии. Статистика показы вает, что в среднем одна по садка из 12 выполняется на мокрую полосу. Н али ч и е на искусст венных покрытиях В П П слякоти (мокрого снега, стоячей воды) оказы вает отрицательное влияние на конструкцию самолета и по садочные операции: появляется дополнительное существенное со противление от ударов слякоти о самолет, особенно у самолетов с тележечным шасси; возникает опасность попадания жидкости в воздухозаборники двигателей; затрудняется управление самолетом и значительно увеличивается длина пробега. В л а ж н а я В П П — это В П П , слегка смоченная влагой (после д о ж д я ) , а мокрая В П П — это В П П , покрытая слоем воды толщ и ной 2— 3 мм. П роведенные исследования показали, что при опре деленной толщине слоя жидкости на В П П и при некоторых п а р а метрах пневматиков имеется определенная скорость пробега сам о лета, при которой пневматики полностью отрываю тся от поверхно сти В П П под действием гидродинамических сил, создаваем ы х ж и д костью, заключенной между пневматиком и поверхностью дорож ки (рис. 124). Эта скорость н азы вается с к о р о с т ь ю глиссиро в а н и я (ак в ап л а н и р о в ан и я). П ри длительном скольжении протек тор колес нагревается. Степень н агрева настолько велика, что во д а от контакта с ним превращ ается в пар. Б о л ь ш а я тем пература и высокое д авление могут вы звать плавление резины — р ев ул кан и зацию. Р ези на разм ягчается, становится клейкой и пузырьки пара оказы ваю тся как бы в ловушке. В итоге на площ ади отпечатка ко леса образуется п аровая подушка. Этим объясняю тся характерны е белые следы, оставляемы е колесами шасси на мокрых В П П , в от личие от черных следов, остающихся на сухой В П П . Э ф фект глиссирования значительно увеличивает длину пробега на мокрой В П П . И сследования показали, что глиссирование возни кает при скоростях в среднем свыше 160 км/ч (зависит от д а в л е ния в пневм атике). При этом контакт м еж д у колесами и покрытием полосы наруш ается и меж ду ними появляется водяная пленка. Это приводит к потере эффективности тормозов и затрудн яет в ы д ер ж и вание направления пробега самолета. Н априм ер, д ля самолета Ил-62 тонкий слой воды (2— 3 мм) почти не влияет на взлетные характеристики, но при пробеге или 206 В) ■ г) Рис. 124. Возникновение гидроглиссирования: а — вращение колеса на сухой В П П и возникно вение силы Q сопротивле ния вращению; б — дви жение колеса на ВПП, покрытой слоем воды при небольшой скорости самолета образуется волна перед коле сом) : в — частичное наступление гидроглисси рования с увеличением скорости движ ения само лета (водяной клин про никает под пневматик); Р в — подъемная сила, образуем ая гидравлическим давлением внутри волны; Р т — гидродинамическая сила сопротивления; г — самолет дви ж ется по В П П со скоростью Vr (колесо не вращ ается и не имеет кон такта с поверхностью В П П ); д — зависимость скорости глиссирования от давления в пневматике; I — колесные тормоза неэффективны; II — ко лесные тормоза эффективны прекращении взлета в случае отказа д ви гателя из-за гидроглиссиравания снижается эффективность тормозов и ухудш ается путевая управляемость са м о л ета1. Физическая сущность гидроглиссирования заклю чается в том, что при взлете и посадке на В П П , покрытую слоем воды или мок рого снега, перед к а ж д ы м колесом шасси самолета образуется вол на, в которой возникает повышенное гидродинамическое давление. При этом появляется сила сопротивления вращ ению колеса вслед ствие смещения вперед вертикальной реакции земли на давление колеса. В результате оно останавливается, д а ж е если не был ис пользован тормоз. К огда гидродинамическое д авление в этой волне 1 А н о п о в Б. Особенности пилотирования ская авиация», 1968, № 11, с. 20—21. самолета Ил-62. — «Г раж дан 207 сравн яется с давлением в пневматике, то колесо поднимается над поверхностью В П П и начинает скользить по водяному слою. Но еще до наступления аквапланирования, пока сохраняется некото рый контакт колеса с поверхностью В П П , создается так н а зы в а е мый водяной клин. В нем молекулы воды под действием гидроди намического давления проникают между пневматиком и поверхно стью В П П , уменьш ая его контактную площадь. В то ж е врём я они сл у ж ат как бы смазкой, снижаю щ ей коэффициент трения . колеса по В П П . Вследствие гидравлического давлен ия создается подъемная си л а Р ш способная уравновесить приходящ уюся на него долю веса самолета. Скорость гидроглиссирозания с достаточной точностью можно подсчитать по экспериментальной формуле VT= 6 2 , 2 У Р. По данном у граф ику (при известном давлении в пневматиках) можно установить предельную скорость, свыше которой примене ние колесных тормозов при посадке на мокрую полосу на данном самолете бесполезно, а при сильном боковом ветре д а ж е опасно, в силу чего следует применять только аэродинамические тормоза и реверс тяги. К огда скорость пробега станет ниж е скорости глисси рования, следует пользоваться колесными тормозами. Н аступление глиссирования характеризуется следующими при знаками. К онтактная п лощ адь пневматика с поверхностью В П П уменьшается. П еред колесом образуется носовая волна. Угол н а клона струй, отбрасы ваем ы х колесом назад, уменьш ается с увеличе нием скорости самолета. При скорости свыше 160 км/ч (если д а в ление в пневматике 6,5— 7 к Г / с м2) волна перед колесом исчезает совсем и количество струй сокращ ается. Н а рис. 125 показан взлет реактивного самолета с В П П , покрытой слоем тал ого снега с во дой. Н аиб ол ее характерны м признаком наступления глиссирования яв л яется прекращ ение вращ ения незаторм ож енны х колес, т. е. они начинают скользить по поверхности водяного слоя. Глиссирование сопровож дается нарушением путевой устойчи вости самолета. П оявл яется рыскание, теряется управление от но сового колеса шасси. Самолет легко р азворачи вается по ветру. Сохранить его прямолинейное д виж ение иногда невозможно. К моменту возникновения акваплани рован ия сопротивление движению резко повышается, а при дальнейш ем увеличении скоро сти самолета оно снова снижается, так ка к носовая волна перед колесами шасси исчезает. К огда глубина слоя талого снега с водой превыш ает примерно 50 мм, самолеты, имеющие УОтр=250—300 км/ч, вообще не могут взлететь, так ка к в этих условиях невозможно разви ть скорость на В П П свыше скорости глиссирования — 160— 2 0 0 км/ч. Кроме глубины жидкого слоя, д ля акваплани рован ия имеет з н а чение и его плотность. Хотя плотность смеси талого снега с водой несколько ниже, чем чистой воды (в среднем 0,82), толщ ина слоя смеси мож ет быть гораздо больше. Смесь воды с талы м снегом 205 Рис. 125. Д в а момента взлета реактивного самолета с ВПП, покрытой слоем т а лого снега и водой: а — скорость самолета (150 к м /ч ) приближ ается к скорости глиссирования; силь ные носовые волны перед колесами шасси, н азад отбрасываю тся струи талого снега с водой; б — самолет движ ется со скоростью глиссирования (220—250 км /ч); носовые волны перед колесами шасси исчезают; пневматики колес не имеют не посредственного контакта с поверхностью ВПП ведет себя совсем иначе, чем отдельно вода или сухой снег. Она хотя и п риб л и ж ается по своим качествам к жидкости, но в то ж е время имеет и существенные отличительные признаки. После по садки самолета на В П П , покрытой такой смесью, на ней об разую т ся колеи, которые при последующих посадках могут создать н ер ав номерное сопротивление колесам шасси и вы звать непроизвольный разворот самолета. По сравнению с водой сопротивление такой смеси движению оказы вается большим не только за счет большей глубины слоя, но и за счет непосредственных ударов комьев мок рого снега по д етал я м самолета. При значительной глубине мокрого слоя у самолета может по явиться пикирующий момент, вызы ваем ый большим сопротивле нием движению главны х колес шасси. При переходе на более су хие участки В П П этот пикирующий момент внезапно исчезает, и сам о л ет может удариться хвостом о В П П (вследствие дополни тельного отклонения рул я высоты вверх). 209 П оэтому В П П , покры тая слоем насыщенного водой талого сне га, представляет гораздо большую опасность д ля сам ол ета на по садке и при взлете, чем В П П , покры тая чистой водой. Н а каж дом аэродроме и д ля к аж д о го типа сам олета необходимо определить, н а сколько увеличивается длина р азб ега во время взлета и пробега при посадке на В П П , покрытую слоем воды и мокрого снега р а з личной глубины, а т а к ж е установить соответствующую скорость отказа, на которой долж ен быть прерван взлет в аварийных ситу ациях. К огда В П П покрыта слоем воды и мокрого снега, необхо димо садиться к а к можно ближе к ее началу (на минимально д о пустимой скорости) и по возможности гораздо раньш е использо вать все средства торможения. Тормозить колеса надо осторожно и на зар а н е е определенной скорости. Каковы ж е меры борьбы с аквапланированием? П р е д л ага ю т сильной воздушной струей у д ал ять воду перед движ ущ им ися колесами. Кроме того, разр а б а ты в аю тс я новые ти пы покрытий для В11П, главны м образом из пористых м а тер и а лов. Н аличие в них неровностей обеспечивает сток воды из-под колес, чем предупреж дается о б разован ие волны. Н аиболее э ф ф е к тивный метод борьбы с гидроглиссированием — н арезк а на п о кр ы тиях В П П поперечных канавок, улучш аю щ их сцепление колес с полосой и способствующих отводу воды с ее поверхности, в р е зу л ь тате чего улучш ается контакт. П од воздействием нагрузок п р о тектор вдавливается в канавки (на глубину 0,4— 0 , 8 мм) и сцеп ление становится ещ е лучше. Л етн ы е исследования показали, что сцепление шин с мокрой полосой (слой воды толщиной 40 мм) при наличии к а н а в о к происходит практически т а к ж е, к а к на с у хой полосе без канавок. Сопротивление качению колеса и износ шин остаются таким и же, ка к и на гладких В П П . 'В условиях го л о л ед а качество сцепления шин с полосой значительно лучше, чем на гладких полосах в аналогичных условиях. Л учш ее сцепление шин с полосой имело место при пробеге с а молета по поверхности, нарезанной ка н а вк ам и прямоугольной ф о р мы разм ером 6 ,4 X 6 , 4 мм (глубина и ш ирина). И н тервал канавок составлял 25,4— 51 мм. По оценке летного состава управление самолетом при пробеге на нарезанны х полосах значительно улуч шилось, особенно при наличии на них влаги и льда. При посадке на мокрую полосу с ка н а вк ам и не наблю дается ослепления пило тов отраж енны м и лучам и света. Н а р е за н н а я полоса позволяет увеличить посадочные скорости самолетов (при той ж е длине взлетно-посадочной полосы). При посадке на обледеневшую посадочную полосу эф ф екти в ность тормозов резко ухудш ается в среднем на 25—50% по с р а в нению с посадкой на сухую бетонированную В П П . Д л я са м о л е тов с реверсом тяги это не т а к опасно- При отсутствии реверса т я ги рекомендуется выпускать тормозной параш ю т, выключать один или д ва двигателя. Известно, что быстрое опускание передней стойки шасси на полосу после приземления создает лучшие усло вия д ля торможения. Однако, к а к правило, такой метод целесооб 210 разен для сухого покрытия В П П , так к а к на мокрой, обледенев шей и заснеж енной полосе эф ф ект торм ож ен ия колес снижается. Д л я таких условий необходимо учитывать то обстоятельство, что при пробеге с поднятыми передними колесами создается аэроди намическая сила тормож ения, которая на данном этапе пробега явл яется основной силой тормож ения. Особенно с л о ж н а посадка (а т а к ж е и взлет) на полосу, покрытую мокрым снегом- Опыт по казывает, что слой мокрого снега толщиной 25 мм мож ет у в ел и чивать длину разб ега до 60% , а при его толщине п орядка 75 мм взлет вообще невозможен. Н апример, д л я самолета Ил-62 при наличии снега или д о ж д е вых л у ж на В П П (Бри толщ ине слоя снега или воды 25 мм) д л и на пробега возрастает на 30— 40% , а д ли н а р азб ега увеличивается в 2 р аза. Д л я самолета Ту-124 д ли н а пробега по В П П , покрытой слоем слякоти 20—30 мм, увеличивается практически в 2 раза, длина разб ега возрастает в 1,55 раза. П осад ка и взлет на полосу, покрытую рыхлым снегом, не ус л о ж н яет пилотирования, если не считать, что д ли н а пробега (р а з бега) в озрастает на 10— 15% на к а ж д ы е 100 м м снежного покрова. § 7. ПОСАДКА С Б ОК О ВЫМ ВЕТРОМ В настоящ ее время принято производить посадку с боковым вет ром методом упреж дения по курсу, к о гд а снос са м о л ета п ар и р у ется созданием потребного угла упреж дения А Т по курсу после выхода из четвертого р азв о ро та (рис. 126, а). О творот самолета от посадочного курса на угол AY, определяемый соотношением . W sin Дф = - у , не услож няет пилотирования самолета, к о торый обтекается воздухом симметрично, руль направления и элероны находятся в положении, близком к нейтральному, и т а ким образом, сохраняю т полную величину за п а с а отклонений в обе стороны для парирования случайных внешних в озм ущ ени й 1. Так, если Кзах = 250 км/ч, а Й Р = Ю м/сек, то ДгР = 8 °. П еред самым приземлением (или для некоторых самолетов в момент призем ления) самолет можно довернуть на посадочный курс так, чтобы совместить вектор скорости с плоскостью колес или уменьшить угол меж ду ними во и збеж ание повышенных боковых нагрузок на главные колеса и конструкцию шасси. Если при таком способе посадки продольная ось са м олета бу дет все ж е составлять угол с направлением В П П , то на колеса главных стоек шасси начнет действовать боковая сила трения F z (рис. 126, б ) , ст р е м ящ аяс я развернуть самолет вдоль В П П , т. е. My B0CCT= F za, так ка к она прилож ена позади его центра тяжести. Ее действие мож ет ока зать ся небезопасным д ля шасси. Поэтому основное назначение доворота сам о л ета перед касанием — это 1 Г а л л а й М. Л . П олет самолета с неполной и несимметричной тягой. М., «Машиностроение», 1970, 192 с. 211 уменьшение боковых нагрузок на основные стойки шасси. Сила, действую щ ая на носовое колесо, момента не дает, т а к к а к оно сво бодно ориентируется (на рис. 126, б, видно, что оба колеса перед ней стойки двигаю тся вдоль В П П ). П л ан и ровани е и посадка при боковом ветре долж ны вы пол няться на несколько повышенных скоростях (примерно на 1 0 км/ч) д ля сам олетов Ту-104, Ту-124, Ту-134 и др.). Очень в аж н о при посадке с боковым ветром не допустить высокого выравнивания, так ка к самолет за врем я разворота не успеет произвести касание и его м ож ет снести с В П П на грунт. С р азу после приземления необходимо опустить переднюю стойку, чтобы исключить взмывание и вы держ ивать н ап р ав л е ние пробега рулем направления и управлением носовых колес. Отклонением ш турв ал а от себя до упора приж ать носовые колеса к ВПП. П р и посадке с боковым ветром длина пробега обычно увеличи вается, например, д ля самолетов Ту-104, Ту-124 на 10— 15%. М а к симально допустим ая величина боковой составляю щ ей в етра (под углом 90° к оси В П П ) при посадке с боковым ветром методом уп реж дения (по данны м летных испытаний самолетов Ту-104, Ту-124, Ту-134) мож ет составлять 18— 20 м/ сек и практически огран и чи ва ется величиной 12— 15 м/ сек только из-за н агрузок на конструк цию шасси, а не эффективностью органов управления. Если развор ач и ваю щ и й момент от бокового в етра большой, его парируют т а к ж е выключением подветренного двигателя (с ам о леты Ту-104, Ту-124, Ту-134), несимметричным реверсом тяги д в и гателей, интенсивным тормож ением и т. д. 5) Я) &Ц) W Рис. 126. Устранение сноса при посадке методом упреждения в курсе (а) и схе ма пробега сам олета после посадки с углом упреждения (б) 212 § 8. М ИНИМ УМ ПОГОДЫ Д Л Я П ОСАДКИ И ВЗЛЕТА Одним из важ нейш их факторов, определяю щих регулярность полетов транспортных самолетов, является минимум погоды, т. е. предельные метеорологические условия, при которых допустимы с точки зрения безопасности эксплуатации са м олета взлет и по садка. Понятие минимума погоды для посадки предусматривает н а л и чие двух этапов з аход а самолета на посадку: заход а по приборам вне видимости земли и визуального полета с ориентировкой по наземным ориентирам (рис. 127, а). П ереход от полета по прибо рам к визуальному полету соответствует точке минимума, которая определяется в основном следующими п арам етр ам и: высотой при нятия решения и дальностью видимости на В П П или другими н а земными ориентирами. Высота принятия решения — установленная высота, на кото рой д олж ен быть н ачат маневр ухода на второй круг, если до этой высоты не установлен надеж ны й визуальный контакт с огнями светооборудования аэродром а или другими ориентирами по курсу посадки, позволяю щий выполнить безопасную посадку, или если положение самолета в пространстве относительно В П П не обес печивает успешной посадки. Д ал ьн о сть видимости на В П П — наибольш ее расстояние в н а правлении посадки или взлета, с которого В П П или сп ец и ал ь ные огни или маркеры, ограничиваю щие В П П , могут быть видны с определенной высоты над осевой линией В П П , соответствующей среднему уровню глаз пилота при посадке (5 м). Например, минимум I категории д ля посадки сам олетов характеризуется высотой принятия решения 60 м, дальностью ви димости на В П П 800 мПосадочный «минимум погоды» определяется многими ф а к т о рами, наиболее важ ны м и из них являю тся точностные хар а ктер и с тики радионавигационного оборудования, применяю щегося при заходе на посадку в сложных метеорологических условиях, и м а невренные характеристики самолета. У казанны е факторы в заи м о связаны, т. е. маневренность (в первую очередь боковая) са м о л е та д о л ж н а обеспечивать устранение перед посадкой отклонений самолета от заданной траектории полета, которые могут возник нуть в процессе захо д а на посадку вследствие ограниченной точно сти используемого комплекса посадочного оборудования систем н а ведения. Чем лучше характеристики маневренности (такж е устой чивости и управляемости са м о л ета), тем большие отклонения могут быть исправлены при маневрировании после пролета точки минимума и, следовательно, тем меньшие требования п р е д ъ я в л я ются к точности вывода сам олета в эту точку и, наоборот, чем ху ж е эти характеристики, тем с большей точностью самолет долженвыводиться в точку минимума. 213 Рис. 127. К определению минимума посадки: а — схема снижения по глиссаде, расположение радиомаяков; б — траектория полета самолета при виде в плане; в — схема определения границы по боковому отклонению ( 1) и границы точности по высоте (2); 3— «окно» в точке минимума; 4 — глиссада; 5 — нижняя отклонение граница облачности; z ~ боковое Точность вывода самолета (относительно осевой линии В П П ) зависит от точности выдачи данных курса бортовой и наземной аппаратурой и от точности пилотирования по показаниям и н д и к а то ра на борту самолета. При переходе в точке минимума на ви зуальный полет пилоту требуется оценить положение самолета относительно В П П и принять нужное решение по последующему маневрированию. 214 г О S В момент перехода на визуальный полет самолет может иметь к а к линейные, т а к и угловые отклонения от заданной траектории движения. Он может двигаться парал л ел ьно осевой линии В П П справа или слева от нее, находиться на осевой линии, если н а правление движ ения не совпадает с курсом посадки. М ож ет о к а заться так ж е, что самолет будет иметь одновременно линейное и угловое отклонения. Н аиболее слож н ы м будет такой случай, ког да самолет находится сбоку от осевой линии В П П и движ ется в сторону от нее (рис. 127, б). Исходное отклонение, ка к это видно из рисунка, пилот устраняет двум я последовательными доворотами (так н азы ваем ы м S -образным доворотом ). Все это проис ходит в. процессе снижения по глиссаде. Исходное боковое отклонение сам олета от осевой линии В П П долж но быть устранено за минимальное время, поэтому, как было сказано выше, к эффективности бокового м аневра са м олета предъявляю тся высокие требования. Н апример, д ля самолетов Ту-124, Ту-134 при скорости планирования 250 км/ ч боковое откло нение 30—35 м устраняется через 800— 600 м после пролета Б П Р М . При большем уклонении (40— 60 м) потребная длина пути со ставляет уж е' 800— 1000 м и пилот не см ож ет к моменту пролета торца В П П вывести самолет на линию курса и произвести п осад ку. Чем меньше скорости захода, тем большие боковые отклоне ния могут быть допущены. С уществуют категории И К АО, определяю щ ие высоты, на кото рых пилот впервые точно определяет свое положение по в и зу альным ориентирам, и м аксимальные дальности видимости В П П (табл. 1 2 ). Д л я этого современные автоматические навигационные средст ва приводят самолет в условное «окно», откуда начинается з а в е р ш аю щ ая ф а з а заход а на посадку. П ри этом мож ет п отребовать ся выполнение таких маневров, ка к выравнивание, компенсация бокового сноса и т. д. Н априм ер, система Б С У -З П (см. гл. XV, § 1 0 ) обеспечивает попадание сам ол ета по минимуму первой к а тегории И К А О в точку минимума (примерно в районе Б П Р М ) с разм ерам и «окна» ± 1 2 м по курсу и ± 3 , 5 м по глиссаде (рис. 127, в) . В районе Д П Р М это «окно» составляет ± 1 9 м по курсу и ± 7 м по глиссаде. ЛИЦ З а х о д на посадку с использо ванием автоматики по категори Высота при-* Дальность ям III-A и III-B осущ ествляется Категории видимости нятия реш е ИКАО следующим образом. После вы ния, м ВПП, м полнения маневров и выхода на посадочный курс са м олет з а х в а 800 I тывается лучом глиссады (при 30 400 п мерно на высоте 400 м ) ; в это Ш -А 200 0 0 50 время автоматически выдается IJI-B III-C 0 0 ком анда на снижение по посадоч ной траектории. В полете до вы 215 соты 60— 45 м система автоматического управления получает сиг налы о положении самолета в пространстве от курсо-глиссадных маяков. Д о н ач ал а автоматического вы равн и вани я она стаби л и зи рует угловые полож ения самолета и вертикальную скорость сни ж ен и я, обеспечивает зад ан н ую скорость посадки. П р и этом эки паж визуально контролирует полет в равносигнальной зоне глиссады, а т а к ж е последовательность выполнения операций автоматической системой. С высоты 60—-45 м радиотехническая система, вы д аю щ ая сиг н алы о положении самолета относительно В П П , не обеспечивает нужной надежности. Поэтому система автоматического у п р ав л е ния (автопилот) уд ерж и вает самолет на неизменной траектории Ло высоты н ач ал а выравнивания, когда на высоте 15— 20 м р а диовысотомер выдает сигнал в систему автоматического у п р ав л е ния. Автоматическая посадка самолетов, которая внедряется во многих странах и авиаком паниях, обеспечивает посадку при миним умах погоды, у казан ны х выше (см. таб л . 12). Н апример, по второй категории И К А О высота облачности (она ж е высота принятия решения) мож ет составлять 30 м, а дальность видимо сти — 400 м. Боковое уклонение са м о л ета долж но быть здесь т а ким, чтобы самолет выш ел точно в створ В П П . Системы автоматической (всепогодной) посадки тран сп орт ны х самолетов повысили точность вывода сам ол ета на В П П к а к по высоте, так и по боковому уклонению; это позволило вначале внедрить посадочные минимумы первой и второй категории ИКАО. Д а л е е , после накопления опыта планируется переход на категории III-A, Ш -В и III-C. Конструктивно системы автоматической посадки объединяют си гн алы радионаведения в автопилоте. Н а всех э тап ах з а х о д а на посадку и посадки сигналы наведения поступают от курсо-глпссадных м аяков (или от других систем) и ог высок'оточного р ад и о вы сотом ера, который измеряет высоту полета во время в ы р а в н и в а ния перед посадкой. Воздушной скоростью самолета управляю т ■с помощью автом ата тяги. Автоматическая посадка помимо снижения минимума д о лж н а повысить безопасность полетов на самом ответственном участке — при зах од е на посадку. Кроме того, автоматическая система посадки долж на повысить безопасность посадки не только в условиях плохой, но т а к ж е и хорошей видимости. З а х о д на посадку, посадка, а т а к ж е взлет являю тся сложными этап ам и полета, особенно в трудных метеорологических услови ях. Д еятельность пилота на этих э тап ах характеризуется ограни ченным временем, когда возрастает число его функциональных обязанностей, а т а к ж е точность вы д ерж иван и я парам етров п оле та по мере приближения самолета к В П П . Помимо управления с а молетом в пространстве, пилот контролирует работу оборудования, оценивает п оказания приборов, выбирает систему навигации 216 и т. д. И зменение направления ветра, состояние поверхности В П П , трудности перехода на визуальный полет в условиях малой высо ты нижней границы облачности — все это усл ож н яет его работу. Возможности пилота по переработке поступающей информации а единицу времени и принятию решений здесь ограничены. По английским данны м за 1963— 1968 гг., половина всех з н а чительных авиационных происшествий с п ассаж ирским и са м о л е т а ми английских авиаком паний произош ла на э т ап ах захо д а на по садку и посадки. П оловина из них произош ла при н еблагопри ят ной погоде: дож дь, туман или н изкая облачность. Решить проблему безопасности посадки (взлета) может только автоматическая систе ма п о с а д к и . Такую систему можно, кроме того, использо вать в лю бых условиях видимости д л я улучшения безопасности как при хорошей, т а к и при плохой видимости. Д л я сверхзвуко вых транспортных самолетов вследствие специфических особенно стей их пилотирования использование автоматической системы по садки особенно важно': Какие ж е требования п редъявляю тся к системам автом атиче ской посадки? Это, во-первых, вы сокая надежность, особенно при подходе к В П П , когда высота уж е м а л а и вмеш ательство пилота/ не см ожет исправить положение- Отсю да и следует поэтапное внед рение автоматической посадки. Н апри м ер, самолеты Виккерс V C -10 и «Трайдент» по 1969 г. включительно производили Посадку при регулярных пассаж ирских перевозках в условиях первой категории., ИКАО, а затем у ж е переш ли на вторую. В экспериментальных: полетах оба самолета выполняли посадки в густом ту м а н е . В дальнейш ем для них бы ла зап л ан и р о ва н а п осадка в условиях; категории III-B — нулевая высота принятия решения и д а л ь ность видимости В П П 50 м. И з литературы известно, что подход к вопросу посадки п р и низкой видимости, например в Англии и США, различный. В А нг лии основной упор д елается на непосредственное создание пол ностью автоматической системы посадки, способной действовать, в любых условиях видимости. Так, на самолете «Трайдент» а в и а компания ВЕА в 1959 г. требовала, чтобы самолет с самого н а чала был приспособлен к выполнению автоматических слепых по садок, хотя тогда надежность радионаведения была еще недоста точна. В СШ А отдают предпочтение менее сложному автоматическо му оборудованию, но с большим участием пилота и с использо ванием командных пилотажно-навигационны х приборов. В С С С Р вновь создаваем ы е самолеты оборудуются с самого начала системой автоматической посадки, которая, начиная с р а с стояния 15— 18 км от В П П , ведет самолет, упр авл яет им во время в ы равнивания и приземления. После приземления руление д о л ж но осущ ествляться пилотом вручную с ориентацией по огням ВПГГ либо с использованием информации по радио. 217- Д а ж е если самолет оборудован полностью действующей ав то матической системой посадки, пилот активно управл яет самолетом, никто с него не снимает ответственности за безопасность пассаж иров. О днако исследования показываю т, что часто ошибки пилота связаны с высокой рабочей нагрузкой, нервно-психическим напряж ением . П оэтому один из важ н ы х вопросов остается ещ е нерешенным — н адеж ность пилота к а к средства контроля за автоматической по садкой. М инимум погоды устанавли вается и для обеспечения б езоп ас ности взлета. К ак было ск азан о выше, высота пролета Б П Р М при продолженном взлете с одним неработаю щ им двигателем в расчетных условиях составляет 20— 25 м. Если высота препятст вий в этом секторе наб ор а высоты не превыш ает 11— 14 м, то вы сота облачности у станавли вается без ограничений. Г ори зонталь ная видимость д о л ж н а находиться в пределах 600— 800 м. Эта величина определяется следующим образом. При наборе высоты после взлета угол т а н г а ж а в большинстве случаев равен 6 — 8 ° (зависит от угла траектории набора 0). Угол об зор а вниз из кабины э к и п а ж а современных самолетов со с тав л я е т 15— 20.° П осле взлета на высоте 60—70 м эк и п а ж долж ен видеть В П П либо наземны е ориентиры — огни подхода (чтобы не отклониться от курса взлета) не ближе чем за 400— 500 м. Д о полнительный за п а с видимости на замедленную реакцию пилота составляет обычно 2 — 3 сек, что соответствует дополнительному расстоянию 200— 300 м. Т аким образом, миним альная видимость при взлете д о л ж н а быть 600— 800 м. § 9. УХОД НА ВТОРОЙ КРУГ С ам олет мож ет уходить на второй круг на лю бом этап е за х о д а на посадку, вклю чая и участок выравнивания. В ы сокая тяговооруженность позволяет выполнять уход на второй круг т а к ж е при одном неработаю щ ем двигателе. Д л я безопасности полета необходимо уточнить по ном ограм м ам (см. рис. 92 и 94) допусти мый вес самолета (см. гл. V III, § 5). П о н и ж ен н ая приемистость турбореактивных двигателей, м а л а я скорость полета и наличие вертикальной скорости н а к л а д ы в а ют свои особенности на поведение самолета в момент выполнения ухода. Если время выхода двигателей с реж и м а малого газа (т я га 300— 600 кГ) на номинальный и выше составляет 10— 15 сек, то практически у ж е через 6 —7 сек после перевода Р У Д в п о лож е ние «М аксимальны й реж им » тяга двигателей достигает значения, обеспечивающего не только горизонтальный полет, но и набор высоты. О днако реж им работы двигателей при полете по глиссаде з н а чительно выше реж и м а малого газа, поэтому время достижения максимальной тяги практически ещ е меньше (у большинства д ви гателей составляет всего 3 —4 с е к ) . 218 Приняв решение об уходе на второй круг, пилот устанавл и вает Р У Д на взлетный реж им. Если были выпущены подфю зеляж ны й щиток или интерцепторы, их убирают- С амолет выводится из сни жения и до перехода в набор высоты скорость в ы держ ивается не изменной. П осле перевода Р У Д на взлетный р еж им двигатели н а чинают со зд ав ать тягу, которая с избытком перекрывает лобовое сопротивление самолета. К огда р ас п о л аг а ем а я тяга превысит п о требную, самолет начнет наб ирать высоту. После перехода са м олета в набор высоты и выхода д в и г ате лей на взлетный реж им убираются шасси, при этом скорость по лета начинает интенсивно возрастать. По достижении безопасной скорости и высоты убираю тся закры лки , двигатели переводятся на номинальный или крейсерский реж им. У бирать шасси до мо мента выхода двигателей на режим, обеспечивающий достаточную для полета тягу, нецелесообразно, так к а к в момент раскры тия створок шасси увеличивается сопротивление сам олета и в о зр а с т а ет просадка. Н а гр аф и ке рис. 128 видно, что просадка самолета длится до момента выхода двигателей на необходимый реж им и при вертикальной скорости снижения 3,0—3,5 м/ сек составляет 12— 20 м. При Vy = 5— 7 м/ сек просадка возрастает до 30— 40 м при сохранении скорости неизменной и уменьшается до 20— 25 м при уменьшении скорости полета на 10— 15 км/ч. Поэтому н аи меньш ая безопасная высота ухода на второй «р уг с выпущенным шасси, отклоненными в посадочное положение зак р ы л ка м и и в ы пущенным щитком составляет обычно д ля большинства са м о л е тов 30— 50 м. При величине просадки самолета около 15—20 м обеспечивается гарантированны й за п а с по высоте при уходе на второй круг. При уменьшении скорости сам олета на 10— 15 к м/ ч в д и а п а з о не скоростей планирования 230— 260 км/ ч дополнительный набор высоты за счет кинетической энергии составляет 20— 30 м. Рис. 128. Изменение высоты и скорости полета самолета Ту-134 при уходе на вто рой круг с высоты 52 м (б з = 3 8 ° ; бщ = 4 0 ° ; G = 4 0 Т): / — момент перевода РУ Д на взлетный режим; 2 — начало уборки щитка; 3 — момент выхо да двигателя на режим 80—90% максимального; 4 — начало уборки шасси; 5 — конец уборки шасси; 6 — конец уборки щитка 21Э Г л а в а XI I ВИ РАЖ § 1. СХЕМА СИЛ, ДЕЙСТВУЮ Щ ИХ НА САМ ОЛЕТ И з всех криволинейных маневров в горизонтальной и верти кальной плоскостях на п ассаж и рском и транспортном самолетах разр е ш ае тся выполнять только в и р а ж — полет по криволинейной траектории в горизонтальной плоскости с разворотом на 360°. Ч а с т ь в и р а ж а н азы вается разворотом. Установившийся в и р а ж без скольжения считают правильным. Условие равновесия сил, действующих на самолет при вираже, определяю т следующими равенствами: G — Y cos 7 ; Р = Q B; Г sin у = m j n. Д л я выполнения в и р а ж а необходимо, чтобы на самолет дей ствовал а сила, и скривляю щ ая траекторию и н ап равлен ная пер п ендикулярно к ней (рис. 129). Этой силой является со ставл яю щ ая подъемной силы У siny (где у — угол к р е н а ), которая получается при накренении самолета. Эту силу н азы ваю т центростремительО ной; она вы зы вает появление нормального ускорения V Jn = — п Рис. 129. Силы, действующие на самолет при вираж е (а), и зависимость перегрузки от угла крена (б) : I — правильный вираж ; II — вираж с внешним скольжением (нос сам о лета отклонен во внутреннюю сторону вираж а) 220 где т — масса самолета; V — скорость в и р а ж а; г — радиус ви раж а. С увеличением угла крена при правильном в и р а ж е подъемная сила д о л ж н а увеличиваться для того, чтобы ее вер ти кал ьн ая сос тавляющая Y cosy у равн о веш и вал а вес самолета. у М е ж д у потребной перегрузкой пу = и углом крена т на в и р а ж е существует зависимость 1 Пу Л_ • Эта форм ула п оказы вает зависимость меж ду перегрузкой, которую надо установить, вы полняя в ираж , и углом крена у (см. рис. 129). К а к видно из граф ика, чтобы выполнить в и р а ж с углом 60°, нужно создать Пу— 2. Скорость в и р а ж а мож но определить из равенства G = Ycosy: к а к и скорость горизонтального полета, она зависит от полетного веса самолета, плотности воздуха, коэффициента подъемной силы и угла крена ^ в= V CyS^COS^ = К г- nV Vr- V Пу ■ = п Тягу, потребную на вираж е, определим из условия P b = Q bV/21 — - y n Pa Сх р5 -2“ = Cx p S V2ГT. П 2 fly — = Р G г. п t ly = tly = H cos 7 К ак видно, тяга, потребная на вираж е, зависит от веса самолета и аэродинамического качества, а т а к ж е от угла к рен а (перегруз ки). < Д л я пассаж и рских самолетов углы крена ограничиваю тся обыч но величиной 20—30°, что вполне обеспечивает необходимую м а невренность. П ри заходе на посадку по приборам допускаются крены не более 15°. Н а большинстве современных самолетов в и р а ж выполняется с помощью элеронов почти без использования руля направления, причем самолет, сам подбирает себе такую угловую скорость р а з ворота, при которой не будет скольж ения (см. гл. XIV, § 6 ). § 2. П АРАМ ЕТРЫ В И Р А Ж А К п ар ам етрам в и р а ж а относятся радиус в и р а ж а , время в и р а ж а , угловая скорость в и р а ж а и др. Известны следующие зависимости радиуса и времени в и р а ж а: г — : g tg -у — . ,---------- , gin*— 1 J.^вир Л С/1 ;— U ,o 4 tgT , где V — скорость на вираж е; g — земное ускорение; г р у з к а ^ — угол крена самолета. п — пере 221 И з формулы видно, что радиус в и р а ж а зависит от кв а д р а т а скорости полета. Р ад и ус в и р а ж а мож но уменьшить, увеличив пе регрузку, т. е. увеличив крен самолета. При выполнении в и р а ж а самолет имеет угловую скорость ^вир г йТЛ® 1 V вир Рассчитаем радиусы разворотов, выполняемых при заходе на посадку по большому прямоугольному марш руту ( у = 1 5 ° ; tgy = = 0,268). Если углы крена на р азв оро тах будут больше 15°, м а невренность са м олета возрастет и время заход а на посадку умень шится (резерв экономии летного времени). Д л я всех самолетов первый разворот при захо д е на посадку по схеме начинается на высоте 2800 м при скорости по прибору примерно 450 км/ч. Определим радиус первого и второго р а з в о ротов (спаренный разворот) для средней высоты 2 0 0 0 м, имея в виду, что скорости по прибору 450 км/ч соответствует средняя воздуш ная скорость 486 км/ ч (135 м/сек) V* _ r - gtgT 1352 9 ,8 1 -0 ,2 6 8 1820 9,81 -0,268 qnn - ° yuUjW - При y = 20 °(tg 2 0 ° = 0 ,3 6 3 ) получим r = 5 1 0 0 м. Определим радиус третьего р азв ор ота при Кпр=350 км/ч и у = 1 5 ° : Г ~ 9480 9 ,8 1 -0 ,2 6 8 оспа ~ Мш При у = 2 0 ° и той ж е скорости радиус разворо та будет 2660 м. Н а четвертом развороте при УПр = 3 2 0 км/ ч и у = 1 5 ° (шасси выпущено, закр ы л ки отклонены на 15°) г = 3 0 0 0 м, а при крене 2 0 ° г = 2 2 0 0 м. Определим врем я разворота при крене 15°. Увеличение р а д и у са р азв ор ота влечет за собой и рост времени его выполнения. По приведенной формуле д л я / Вир рассчитывают врем я полного в и р а ж а , т. е. разворо та на 360°. Обычно ж е самолет выполняет р а з в о роты на 180, 90 и менее градусов. В рем я разво рота на 180° (слитно выполненные первый и второй р а з в о р о т ы ): 1W t = 0 ,6 4 2 6 8 0,5 = 161,5 с е к = 2 м и н 41,5 сек; время третьего развор ота t = 0'6 49q ’268 0,25 = 58 сек\ время четвертого разво рота t = 0 , 6 4 ^ g 0,25 = 53 сек. У гловая скорость в ращ ения при выполнении четвертого р а з в о рота ш 222 V г ~ 89 3 000 = 0.03 р а д / с е к = 1,7 г р а д / с е к . § 3. РАСЧЕТ П АРА М ЕТРО В В И РА Ж А ПО BCAR Если отклонение от курса д ля преодоления препятствия требу ет большего, чем 15° изменения курса, рассчитывается схема в и р а ж а (рис. 130) д ля са м олета с отклоненными и неотклоненными зак р ы л ка м и д л я безопасных скоростей полета. Н а рис. 131 п редставлена ном ограм м а определения радиуса в и р а ж а ( г в) на втором участке траектории при взлетном поло жении закры лков. В зависимости от высоты располож ения аэр о дрома, тем пературы воздуха и взлетного веса определяется р а д и ус в и р а ж а, в данном случае 2100 м, взлетный вес 44 000 кГ. Точно т а к ж е (по аналогичной номограмме) определяю т р а д и ус в и р а ж а на четвертом участке для самолета с убранными з а крылками. Д л я у — 15°; # = 5 0 0 м и G = 44 000 к Г радиус в и р а ж а увеличивается до 2640 м. Рис. 130. Схема вы полнения вираж а при н а личии препятствий по курсу взлета 3000 2000 Высота распо ложения азро дрома,м J1000 35 то 15 25 t,°C Н-0 45 Е ,Т Рис. 131. Пример определения радиуса вир аж а на втором участке тр аек тории самолета Ту-134 (б3= 20°, режим работаю щ его двигателя взлетный) 223 Г л а в а X III ПРОДОЛЬНОЕ РАВНОВЕСИЕ, СТАТИЧЕСКАЯ УСТОЙЧИВОСТЬ И УПРАВЛЯЕМ ОСТЬ § 1. О БЩ И Е ПОНЯТИЯ При изучении устойчивости и управляемости самолета его представляю т к а к тело, дви ж у щ ееся поступательно под действием внешних сил и вращ аю щ ееся под действием моментов этих сил. Х арактер дви ж ени я сам ол ета в пространстве определяется вели чиной и местом п рилож ения внешних сил. В установивш емся полете д о лж н о соблю даться равновесие сил и моментов, действующих на самолет. Н апри м ер, в прямолиней ном горизонтальном полете подъемная сила р ав н а весу са м о л е та ( Y = G ) , а тяга двигателей — лобовому сопротивлению ( P = Q ) . При этом обязательно долж но быть и равновесие моментов, иначе у са’молета появится стремление вращ аться, изменять угол атаки, подъемную силу, а соответственно и нормальную перегрузку У riy = -Q-, что вызовет, в конечном счете, нарушение равн о ве сия. П олет самолета происходит ч ащ е всего в неспокойном воздухе, где существуют различного нап равлен ия порывы ветра (возм ущ е н ия), которые изменяют величину аэродинамических сил, а значит, и н аруш аю т состояние равновесия. Способность са м олета после прекращ ения действия возмущения самостоятельно возвращ аться к исходному установивш емуся движению или, к а к говорят, способ ность самолета сохранять исходный реж им полета назы вается у с т о й ч и в о с т ь ю самолета. Ч ем меньше самолет отклоняется от заданной траектории по лета под воздействием возмущ аю щ их причин и быстрее на нее возвращ ается, тем лучшими характеристиками устойчивости он о б ладает. Если самолет неустойчив и сам к исходному реж им у не в о з вращ ается, то пилот соответствующим отклонением органов у п р а в ления мож ет возвратить его. О днако достаточно небольшой внеш ней причины, чтобы опять вывести самолет из равновесия. В этом случае пилот затр а ч и в ает дополнительную энергию на исправление случайных движений самолета. П о д у п р а в л я е м о с т ь ю самолета понимают обычно способ ность са м олета отвечать соответствующими перемещениями в про странстве на отклонения органов управления, осущ ествляемые пи лотом или автопилотом. О хорошо уп равляем ом самолете пилоты говорят, что он хорошо «ходит за ш турвалом» (за п ед ал ям и ). Под этим понимается, что д л я выполнения требуемых от самолета м а невров пилоту приходится соверш ать простые по характеру откл о нения рычагов и п рилагать усилия, небольшие по величине, но впол не четко ощ ущ аем ые самолетом, на которые он отвечает соответ 224 ствующим изменением полож ения в пространстве без излишнего зап азд ы вани я. У правляемость сам олета тесно с в я за н а с его устойчивостью. Н а устойчивом самолете упрощ аю тся хар актер дви ж ени я р ы ч а га ми уп равлен ия и дозировка потребных отклонений в процессе пи лотирования и облегчается контроль за реж им ом полета. Чем боль шей устойчивостью о б ладает самолет, тем с меньшим з а п а з д ы в а нием и большей точностью он следует за отклонением рулей. Устойчивость и управляемость обеспечивают полное использование маневренных возможностей сам олета, необходимую точность и про стоту пилотирования и являю тся необходимым условием безоп ас ности полета. Если усилия при управлении самолетом чрезмерно велики, то при маневрировании пилот будет быстро утомляться; тогда о таком самолете говорят, что он т я ж е л в управлении. И з лишне легкое управление т а к ж е недопустимо, т а к к а к затрудн яет точное дозирование отклонений и м ож ет вызвать раскач ку с а м о лета. П ри исследовании устойчивости и управляемости самолета пользуются связанной с самолетом правой системой координатных осей с н ачалом координат в центре тяж ести самолета и ст а н д а р т ными обозначениями, представленными на рис. 132. Ось ох\ распо л о ж ен а в плоскости симметрии сам о л ета и н ап р ав л ен а п а р а л л е л ь но хорде кр ы л а или оси ф ю зел яж а. Момент, стремящ ийся повернуть самолет относительно оси о х {> н азы вается моментом крена и обозначается М х. Ось +Рн лед -г» ~8„ . \ t \ A / + ( u y .M y J) ♦ +гя +5Н Рч = Рн. пр ? н . neS. Рн. > 0, если Р н. щ ^ Р н . л ев *(р3. Ч Z ^-горизонт а (Рв,хв,8в) Рис. 132. Система координат и правило знаков 8-4779 225 oi/i 1 т а к ж е располож ена в плоскости симметрии самолета и н а правл ен а вверх перпендикулярно оси o x i. Момент, стремящ ийся повернуть самолет вокруг оси о у и н азы вается моментом р ы с к а н и я и обозначается М у. Ось o z 1 н ап рав л ен а перпендику л ярн о плоскости симметрии сам олета в сторону правого полукрыл а. Момент, стремящ ийся повернуть самолет вокруг оси o z x (и зм е нить угол атаки са м о л ета), н азы вается м о м е н т о м т а н г а ж а и обозначается М г. Момент, увеличиваю щий угол атаки (угол т а н г а ж а ) , н азы вается кабрирую щ им, момент, уменьш аю щ ий угол атаки, — пикирующим. Н а рис. 132 у ка зан ы знаки полож ительны х отклонений рулей, перемещений рычагов управления и п риклады ваем ы х к ним уси лий, а т а к ж е и знаки всех основных п арам етров, х ара ктер и зу ю щих д виж ение самолета. М омент М х считается положительным, если он кренит самолет на правое крыло; момент М у, р а зв о р а ч и ваю щий самолет влево, — положительный; момент М г, увеличи ваю щий угол атаки, т а к ж е считается положительным. Углы скольж ени я р, крена у и т а н г а ж а v считают п о л о ж и тельными в том случае, если самолет скользит на правое крыло, находится в правом крене и его нос поднят н а д горизонтом2. Уг л овы е скорости крена со*, ры скания шу и т а н г а ж а со* считают по ложительны ми, если поворот происходит против часовой стрелки при наблюдении от положительного к отрицательному направлению соответствующей оси. Боковое д виж ение самолета вклю чает в себя перемещение вдоль оси o z и вращ ение относительно осей ох и оу (рис. 133). Рис. 133. Нарушение поперечной и путевой балансировки крене (а) и скольжении (б) самолета при 1 Д ал ее по тексту индекс 1 при обозначении опускается. 2 Угол скольжения р — угол меж ду вектором скорости полета и плоскостью симметрии самолета; угол крена y — угол меж ду линией горизонта и осью ог\ угол тан гаж а О — угол м еж ду хордой крыла или осью ф ю зеляж а и линией го ризонта (в связанной системе координат). 226 § 2. М ОМЕНТ ТАН ГА Ж А В П РЯМ ОЛИНЕЙНОМ П ОЛЕТЕ Момент сам олета определяется всеми моментами са м олета от аэродинамических сил, тяги двигателей и др. Аэродинамический момент са м олета определяется моментами, создаваем ы м и аэр о динамическими силами, действующими на крыло, горизонталь ное оперение и д ругие части самолета (в частности, на мотогон долы при расположении д ви гател я в хвостовой части ф ю зе л я ж а ). Определенное влияние на величину и направление момента т а н г а ж а сам олета о ка зы в ае т реж им работы силовых установок. Взаимное влияние (интерференция) различны х частей сам олета в некоторых случаях обусловливает появление дополнительных мо ментов, которые могут ока зать ся больше моментов, создаваем ы х отдельно той или иной частью. С уммарны й аэродинамический м о мент определяю т при продувке модели в аэродинамической трубе. Суммарный момент т а н г а ж а обычно п р едставляю т к а к а л г еб р аи ческую сумму моментов от кры ла, горизонтального оперения и т я ги двигателеи Мг = m Zkp + : М гТ' 0 + M z Если значение продольного момента известно, то мож но пе рейти к коэффициенту продольного момента mz = где q = руг Мг qSbK ’ — скоростной напор, к Г / м 2\ ЬА — средняя аэро д ин а мическая хорда кры ла, м; S — площ ад ь кры ла, м 2. Р ассм отрен н ая схема сил, действующих на самолет, представ лена на рис. 134. К а к видно из рисунка, эти силы создаю т момен ты относительно поперечной оси, ум еньш аю щ ие или увеличиваю* щие угол атаки. П о д ъ ем н а я сила к р ы л а на крейсерских реж и м ах полета создает пикирующий момент M Zk?— Y кр/. гкр ?Г0 Рис. 134. Схема сил и моментов, действующих на самолет поперечной оси 8* относительна 227 П од ъем ная сила горизонтального оперения нап равлен а вниз и на всех эксплуатационны х р еж и м ах полета создает кабрирующий момент М г г. о = Yr.olv.o (^г.о — плечо горизонтального опере ния, равн ое расстоянию меж ду центром тяж ести са м олета и ф о кусом горизонтального оперения, который распол агается на 25% средней аэродинамической хорды горизонтального оперения). При отклонении руля высоты изменяется кривизна профиля горизонтального оперения, а следовательно, и его подъемная си ла. П ри отклонении руля высоты вверх (бв < 0 ) подъемная сила оперения, н ап равл ен ная вниз, увеличивается, при отклонении ру л я высоты вниз (6В> 0 ) уменьшается. В зависимости от угла а т а ки и величины отклонения руля изменяется момент т а н г а ж а са м о лета. И зменение коэффициента момента т а н г а ж а при отклонении р у л я высоты на 1 ° н азы вается коэффициентом эффективности руля высоты и обозначается где Ат г — изменение коэффициента момента т а н г а ж а ; Дбв — из менение отклонения руля высоты. Д л я взлетно-посадочных реж им ов полета (самолеты Ту-134 и Ту-154) коэффициент эффективности руля высоты составляет — (0,015-^0,020), д л я крейсерских реж им ов полета т ьг ум е н ь ш а ется с изменением числа М и высоты полета. Величина Уг .0 зависит от коэффициента подъемной силы гори зонтального оперения (угла атаки а г,0) . В обтекании горизонтального оперения и кры л а существует разница. Н а кры ло поток набегает невозмущ енны и, а поток, н а бегаю щ ий на оперение, скошен и заторм ож ен. Скос потока проис ходит вследствие того, что крыло, созд ав ая подъемную силу, от б р асы в ает массу воздуха вниз, изменяя нап равлен ие его д в и ж е ния. Скос потока зависит от у гла атаки кр ы л а и, следовательно, от подъемной силы. К а к видно из рис. 135, а, а г.о<СаКр на величину угла скоса по т о к а е г.о. К роме того, на а г.о влияет угол установки стабилизатора. Т аким образом, с&г.о^= с£кр— I- Ф— £г.оТак, у самолета Ту-134 при Спол^ОООО к Г ; Я —10 000 м ( М = 0 , 7 5 ) ; а Кр = 4 ° ; ф ст = — 2°5; скос потока е = 2°,3 и угол а г.0 = = 4 —2,5— 2,3 = — 0,°8. Чем больше угол атаки (больш е несущ ая способность к р ы л а ), тем больше угол скоса потока. Момент, создаваем ы й тягой двигателей, зависит от располо жения оси д ви гателя по отношению к центру тяж ести самолета. При расположении двигателей выше центра тяж ести самолета по я в л яется пикирующий момент, равны й М 2 дв = Р дв^дв. Н апри м ер, у сам о л ета Ту-134 в полете на высоте 11 000 м (М = 0 ,8 , G = 39 000 кГ) тяга двигателей, р а в н а я 3 000 к Г и дей ствую щ ая парал л ел ьно оси самолета на плече ~ 0 ,7 5 м (относительно ц ентра тя ж е с т и ), создает пикирующий момент 228 Рис. 135. Определение уг ла атаки горизонтального oneрения (а ): с. г. ф, — строи тельная горизонталь ф ю зеля ж а, V — скорость полета; y t ’ — скорость скошенного по тока; схема направления дей ствия тяги двигателей на с а молете Ту-154 (б); / — ось тяги боковых двигателей: действия сумм ар ной тяги; 3 — ось тяги центрально го двигателя 2 — направление 2250 кГм, требующий д ля его уравновеш ивания отклонения руля высоты всего на 0,°4. У сам олета Ту-154 ось тяги боковых д ви га телей н ап равл ен а под углом 2 °, а ось тяги центрального д ви гате ля — под углом — 2°30' к с. г. ф. (рис. 135, б). С у м м а р н а я тяга трех двигателей действует под углом 1°30' к с. г. ф. и т а к ж е с о з д а ет относительно центра тяж ести сам о л ета пикирующий момент. Кроме рассмотренного момента, от тяги Т Р Д создаю тся следу ющие моменты. При полете с некоторым углом атаки на входе в воздух озабор ник Т Р Д возникает н о рм ал ьн ая сила Р у, со зд аю щ ая момент от носительно центра тяж ести. Возникновение этой силы связано с поворотом вектора скорости невозмущенного потока на входе в воздухосборник на угол а Р. Н о р м а л ь н ая сила Р уь р а в н а я секунд ному изменению количества д виж ения m s l/s in a p (где m s — секунд ная масса воздуха, п роходящ ая через д ви гател ь), создает пики рующий момент относительно центра тяж ести, если двигатели расположены в хвостовой части ф ю зел я ж а, и кабрирую щ ий — при расположении двигателей в корневой части к р ы л а или на средних пилонах под крылом. Р еак ти в н ая струя, в ы хо д ящ ая из двигателя, воздействуя на об текание других частей самолета, мож ет вы звать значительное изм е нение продольного момента. Это взаимодействие связано с тем, что р асш и ряю щ аяся газо в ая струя, подсасы вая воздух из окруж аю щ ей среды, изменяет направление его движения. Если горизонтальное оперение располож ено н ад реактивной струей (см. рис. 134), то увеличение скоса потока, вызванного струей, мож ет изменять п одъ емную силу горизонтального оперения на ДУг.о и соответственно вызы вать прирост кадрирую щ его момента. Зависимость коэффициента момента т а н г а ж а ( m z) от угла а т а ки при р азны х числах М -представляют в виде моментной д и а г р а м мы. Н а рис. 136, а представлена моментная д и а г р а м м а модели с а молета Ту-134, полученная при продувке в аэродинамической тр у бе д ля средней полетной центровки 34% САХ (бв= 0, М = 0 , 4 и 0,8). Д л я отклоненного вниз руля высоты кри вая tnz— f { a ) прой дет ниже, т а к к а к величина пикирующего момента при этом боль ше. Наоборот, д ля отклоненного вверх руля высоты, когда в о зр ас тает кабрирую щ ий момент, кр и в ая пройдет выше. Угол отклоне ния руля высоты, при котором т 2 = 0 (Mz= 0 ), н азы вается 229 Рис. 136. Зависимость коэффициентов подъемной силы и момента тангажа от угла атаки (а ), самолет Ту-134, х т= 34% САХ; фст = — 2,5° относительно хор ды крыла; характерная зависимость коэффициента продольного момента от су (б) балансировочным, т а к к а к самолет при этом 6В находится в состоя нии равновесия при данном угле атаки. Р ассм отри м некоторые значения углов атаки, величины мо ментов самолета Ту-134 в горизонтальном полете. Н а высоте 11 000 м при G = 42 Т и М = 0 , 8 угол атаки составляет 3°,7. Н а рис. 136, а видно, что при а — 3,°7 (бв= 0 ° ) на самолет дейст вует « аэр и р у ю щ и й момент, пропорциональный /яг= + 0 , 0 6 (М z = m zS b A; <7 = 0 ,0 6 -115-4,319-1033 = + 3 0 8 000 кГм, где q = = 1033 к Г / м 2 д ля у ка зан н ы х выше у с л о в и й ). Этот момент у равн о ве ш ивается в полете отклонением ру л я высоты вниз. Плечо горизон тального оперения /г.0 равно 14,14 м (расстояние от 25% САХ го ризонтального оперения до jct = 3 4 % САХ) и сила Уг.о = 2 1 8 0 кГ*. Д л я отклонения 6в = + 2 ° ,5 кри в ая m z= f ( a ) пройдет через точку, соответствующую а = 3 , ° 7 , при этом M z= 0 . С увеличением угла атаки до 14— 15° самолет устойчив. При случайном уменьшении угла атаки на величину — Д а возникнет дополнительный кабрирующий момент ( + А m z), который возвратит самолет в исходное по лож ение равновесия. Участок А Б кривой m z= f ( а ) соответствует безразличному р а в новесию самолета, так к а к увеличение угла атаки здесь не приво дит к изменению продольного момента. Участок Б В моментной д и а гр ам м ы соответствует неустойчивому поведению са м олета — при изменении угла атаки возникает дополнительный кабрирующий момент, стремящ ийся еще больше его увеличить. Углы а т а ки, соответствующие участку Б В (более 15—20°) 1 дал еко выходят з а допустимые д ля летной эксплуатации. Зави си м ость m z = f ( а) мож но перестроить в зависимость m z= f ( c y), рис. 136, б. К а к видно из рисунка, в некотором д и а п а зоне значений Су наблю дается плавное изменение коэффициента продольного момента. И зм енение коэффициента продольного мо * При дозвуковой скорости (М = 0 ,7 5 —0,85) Уг.о обычно составляет в гори зонтальном полете 5— 10% от Укр. 230 мента, приходящегося на единицу изменения коэффициента подъ емной силы при постоянном числе М, н азы вается с т е п е н ь ю продольной статической устойчивости и об о зна чается Д л я того чтобы самолет был устойчив (т^у < 0), необходи мо, чтобы тангенс угла н аклон а зависимости — rnz— f ( c y ) был от рицателен. § 3. Ц ЕН ТРО В К А САМ ОЛЕТА, С Р Е Д Н Я Я А ЭРО ДИ Н А М И ЧЕС КА Я Х ОРДА От полож ения центра тяж ести са м о л ета зави сят зн а к и вели чина момента аэродинамических сил. Поэтому центровка самолета является одним из важ н ей ш и х факторов, опреде ляю щих его устойчивость. Центровкой самолета н азы вается отношение коорди наты ц ентра тяж ести к величине САХ, вы раж енное в процентах (рис. 137): *т = ^ 100% САХ; 100% САХ, где ЬА — средняя аэродин ам и ческая хорд а кр ы л а (САХ кры ла н азы вается хорда равновеликого по площ ади прямоугольного крыла, имеющего тот ж е момент продольной статической устой чивости; х Т — расстояние от носка САХ до ц. т. по горизонта ли; г/т— расстояние от ц. т. до САХ по вертикали. Д л я пассаж и рск их самолетов с нижним располож ением кр ы л а t/т имеет небольшую величину, поэтому основное значение при р а с смотрении устойчивости и управляемости имеет коорди ната х т. Относительно строительной оси сам олета (строительной гори зонтали ф ю з е л я ж а ) центр тяж ести мож ет р асп о л агаться ниж е или выше в зависимости от фактического веса са м олета (з а п р а в ки топливом) и схемы установки двигателей. Д л я к а ж д о г о са м олета определяется допустимый диапазон центровок, при котором обеспечивается хорош ая устойчивость и управляемость. П оэтому в полете ц. т. са м ол ета д о лж ен находиться относительно САХ в строго определенных положениях. Изменение веса в результате выгорания топлива для средних и дальних м а гистральных самолетов м ож ет составлять 30—35% от веса сам о лета. Д л я получения наименьшего перемещения центра тяж ести в полете устанавли вается определенный порядок расходования топ лива с помощью автоматического устройства (рис. 138). К а к видно из гр аф и ка, для того чтобы в полете не выйти з а установленный диапазо н центровок, необходимо, чтобы за г р у ж е н ный самолет без топлива имел х т в определенном диапазоне (на ри231 еунке этому соответствует отрезок А Б ) . Тогдаг при з а п р ав к е л ю бого количества топлива центровка са м олета не выйдет из у с т а новленных ограничений. Н априм ер, если д ля загруж енного са м о лета без топлива получилась центровка 29_% САХ (шасси выпу щ ено), то при за п р ав к е 7,5 т топлива х т = 28,1% САХ, а при з а п р ав к е 9,8 т— 26,6% САХ. П осле уборки шасси центровка пе реместится н а за д на 1,1% САХ и при тех ж е з а п р а в к а х будет со ставлять 29,2 и 27,6% САХ соответственно. При количестве топ лива 7,5 т центровка будет наиболее зад н яя , а при остатке 4 т наиболее передняя. Расп о л ож ен и е ц. т. самолета, помимо влияния на устойчивость в полете, в значительной степени сказы вается на его рулеж ны х х а рактеристиках. Н апри м ер, при центровке х т~ 4 2 — 53% САХ д л я самолетов с двигателями в кры ле и 48— 55% САХ при расположении д ви гате лей в хвостовой части ф ю зе л я ж а ц. т. мож ет распо л агаться в пло232 ^ П р е д е л ь н о задняя центровка (шасси убрано) ХТ1 %М 35 30 25 20 >511 Ю 9 8 7 6 5 4 3 2 1 Gm a,T Рис. 138. Изменение центровки самолета в полете в зависимости от коли чества топлива в баках: 1 — шасси убранс; 2 — ш асси выпущено скости основных стоек шасси, а при более задней центровке в о з никает момент на опрокидывание сам ол ета на хвост. Поэтому ограничение по центровке рассм атр ивается еще и с позиции обес печения хороших рулеж ны х качеств самолета. В граж данско й авиации С С С Р принят следующий порядок расчета центровки и загрузки самолета. П еред вылетом самолета (транспортные полеты) диспетчер по центровке получает от диспет чера аэродромно-диспетчерской служ бы и н ачальн и ка смены с л у ж бы перевозок необходимые для расчета центровки и загрузки све дения о зап р ав ке топливом, коммерческой нагрузке, весе пустого (снаряженного) самолета, допустимом взлетном весе, со ставе эк и п а ж а, предельных значениях центровки и т. д. По этим данным диспетчер по центровке рассчиты вает загрузку и цент ровку. Д л я всех прочих полетов (перегоночных, учебных, трениро вочных, испытательных и др.) расчет центровки производится командиром корабл я или бортинженером. З а г р у з к а самолета производится под наблюдением диспетчера по загрузке службы перевозок. § 4. ФОКУС К РЫ Л А И САМОЛЕТА. Н ЕЙ Т РА Л ЬН А Я Ц ЕН ТРО В К А Степень продольной статической устойчивости ( m zcy) удобно вы раж ать, используя понятие фокуса самолета. Фокусом самолета н азы вается точка, относительно которой мо мент не зависит от угла а т а к и 1. В фокусе п рилож ена равнодей1 Коэффициент аэродинамического момента, подсчитанный относительно фо куса, сохраняет постоянную величину при изменении угла атаки. 233 Рис. 139. К объяснению ф окуса самолета; ДКг.о направлена условно вверх ствую щ ая приращ ения аэродинамических сил, возникаю щ их при изменении угла атаки (рис. 139). Д л я самолетов р а с с м а т р и в а е мых схем подъемная сила горизонтального оперения, и ее прирост АУГ0 при изменении угла атаки на крейсерских реж и м ах н а п р а в лены вниз (модель са м олета без хвостового оперения создает пи кирующий момент). К а к видно из рис. 139, момент сил относительно фокуса с а м о лета равен нулю, следовательно, момент т а н г а ж а самолета отно сительно фокуса не меняется при изменении у гла атаки. П о л о ж е ние аэродинамического фокуса и его зависимость от числа М по лета определяю тся формой кры л а в плане, формой носовой части ф ю зел я ж а, компоновкой кры л а с ф ю зел я ж ем и -ф ю зе л я ж а с гондо л ам и двигателей. По отношению к кры л у фокус сам олета под действием п р и р а щений аэродинамических сил, возникаю щих на горизонтальном оперении, ф ю зел я ж е и мотогондолах, смещается_ н азад . Н апри м ер, если у кр ы л а (без горизонтального оперения) x F— 20— 2 2 % САХ, то у сам ол ета с дви гател ям и в хвостовой части ф ю з е л я ж а Х р = 5 5 — 65% САХ. Если грузы на самолете разм естить так, чтобы ц. т. самолета совпадал с его фокусом, самолет будет безразличен к нарушению равновесия. Ц ентр овка в этом случае н азы вается нейтраль н о й . Т а к к а к продольный момент сам олета при этом не будет и з меняться в зависимости от угла атаки, 1^ожно сделать вывод, что положение ц. т. при нейтральной центровке совпадает с п о лож е нием фокуса всего самолета. Н ейтральн ы е центровки са м олета рассчитываю тся для разны х весов, высот и скоростей полета, а затем уточняются в летных испытаниях (рис. 140, а ) . m~z г ;Снзаж — Х т т *? И где * н важ— нейтральная центровка са м олета с за ж а т ы м рулем высоты; х т — текущее значение центровки самолета; m zcy — степень продольной статической устойчивости с з а ж а тым рулем, — коэффициент продольного д ем п ф и ро ва ния; ц — относительная плотность самолета (см. стр. 291). 234 • Х г~ =*к во- А г*и 2 111! г* ______ и1 а) Ъ . ь с а х 1 Н= 5000м / Н-10000м Предельно оадняя эксплиатщионная центра Чка 40 3" 20 Предельно передняя эксплуатационная цен!продка 0,5 300 0,6 - ш - 0,7 ■500 ~ 0,8 М,для -600 МООООМ vnf, для h =jooom б) цм F Ц.1п Рис. 140. Зависимость нейтральной центровки (по перегрузке) от числа М у самолета Ту-134 (а ); / —управление « заж ато»; 2—управление свободно; 3—ди ап азон центровок 12% САХ; схем» расположения пределов центровок по САХ (б ); взаим ное располож ение фокуса и ц. т. для устойчивого и неустойчивого по перегрузке самолета (в) Например, д ля Ту-134 (по расчету^ на / / = 1 0 000 м и М = 0,8 — /я"* — при Л'т = 3 5 % САХ; m zcy = — 0,32; —5— = 0,02 и лгНзаж = = 0 , 3 5 -f-0,32-f0,02 = 0,69 (69% САХ). ^ Р асстояние м еж д у фокусом (нейтральной центровкой) и цент ром тяж ести (см. рис. 140, б) н азы ваю т запасом устойчивости или запасом центровки. П олож ение центра тяж ести, при котором обеспечивается минимально допустимый зап ас центровки, н а зы в а ется предельно задней центровкой. Д л я пассаж ирских (нем анев 235 ренных самолетов) величина за п а с а центровки д о л ж н а составлять 10— 12% САХ. Н а рис. 140, а, где показано взаимное расположение нейтральных и допустимых центровок самолета Ту-134, видно, что фактический зап ас центровки гораздо больше. У самолетов с двигателям и в хвостовой части ф ю зе л я ж а и д а леко отнесенным н а за д и вверх горизонтальным оперением (в зону меньших скосов потока) нейтральные центровки на 15— 18% б оль ше, чем у самолетов Ту-104 и Ту-124. С ростом числа М (выше М кр) за счет смещения центра д а в л е ния кры л а н азад н ей тральная центровка сам олета т а к ж е с м е щ а ется н а за д (проявление сж им аемости воздуха). Н ейтральны е центровки самолетов с двигателями в хвостовой части при отклоненных зак р ы л к а х составляю т 60— 65% САХ (с а молет Ту-13 4). При освобожденном ш турвале допускается смещение н ей траль ной центровки вперед в среднем на 2—4% САХ. § 5. П Р О Д О Л Ь Н О Е РА ВН ОВЕСИЕ, БА Л А Н С И РО В О Ч Н Ы Е К РИ В Ы Е О ТК Л О Н ЕН И Й РУЛЯ ВЫСОТЫ Д л я установившегося полета необходимо, чтобы силы и момен ты, действующие на самолет, находились в равновесии. Р а в н о в е сие сил и моментов в продольном движении принято назы вать продольным равновесием. Чтобы обеспечить продольное равн ове сие, необходимо, чтобы в плоскости симметрии результирую щ ие си лы и моменты были равны нулю. Отклонение руля высоты, необходимое для уравновеш ивания продольных моментов ( т 2= 0), н азы вается балансировочным. К ривая, п оказы ваю щ ая зависимость балансировочных отклоне ний руля высоты от ско рости (числа М) или су, н азы вается балансировоч ной кривой отклонений руля. Если имеются кривые m z= f ( а) сам ол ета при различных отклонениях руля высоты, то мож но определить су при отг= 0 СУп ) ДЛЯ Р а з " ных положений руля п построить балансировоч ные кривые в зави си м о сти от Су (рис. 141). Н е о б ходимо отметить, что если при одном значении угла атаки было равновесие Рис. 141. Построение балансировочной моментов, то при другом кривой отклонений руля высоты 236 угле атаки оно само собой не получится; пилот соответствующим отклонением руля высоты долж ен создать равновесие самолета. Зависимость отклонения руля высоты от су определяется в ис пытательных полетах на больших углах атаки для каж д ого чис л а М полета. Д л я этого самолет выводится на реж им су > с улоп и зад ер ж и в ается на этом реж име, что позволяет определить степень устойчивости са м олета и достаточность рулей высоты для вывода самолета с этого реж им а. К роме того, производят т а к ж е и т о р м о жения самолета для определения минимальной скорости и х а р а к тера его поведения на этой скорости (см. гл. X III, § 11). Балансировочны е кривые на рис. 142 даю т представление о характере зависимости балансировочных отклонений руля высо ты бв в зависимости от коэффициента су. Д л я самолетов второго поколения Т у -124, Т у -134 и третьего Т у -154 никаких затруднений в продольной балансировке до больших значений cv не встреч а ется, перегиба в балансировочной кривой bB= f ( c y) не н а б л ю д а ется, подхват самолета отсутствует. Б ал ан си ро в оч н ая кри вая и м е ет наклон слева направо и вниз. Н а рис. 143 представлены балансировочные кривые отклоне ний руля высоты, полученные в летных испытаниях самолета Ту-134. П ри ан али зе балансировочных кривых о б ращ ается в н и м а ние на достаточность отклонений руля высоты для обеспечения балансировки самолета на всех реж им ах. Это значит, что б ал ан си ровочные значения руля не только не д олж ны превыш ать его р а с полагаемые (предельные) отклонения, но всегда д олж ен еще ос таваться некоторый запас, необходимый д ля выполнения разных эволюций самолета. Н апример, по BCAR требуется, чтобы б а л а н сировочные кривые охваты вали следующие реж им ы полета: набор -Рис. 142. Балансировоч ные кривые отклонений руля высоты по су * Для самолета устойчиво по перегрузке во всем , Диапазоне чисел М и цент ровок го 237 a)S; о Рис. 143. Б аланси ровочные кривые откло нения руля высоты (по результатам летных ис пытаний самолета Ту-134): а — в прямолиней ном полете на номиналь ном реж име работы дв и гателей; б — на взлете (<5з=20°); в—при зах о д е на посадку (6 3= 38°; е щ= 40°) -w ЗЩК 260 / / / ш 260 ’+00 '300 У КрШ/ч А ^ хт= 3 7 % САХ '1’/^ = 31°/е ш / ' " ' 2 8 % САХ УПр ,« м /4 ''" '2 8 % Ш высоты на номинальном реж им е работы двигателей, крейсерские р еж им ы полета, за х о д на посадку и т. д. Н а рис. 143, а видно, что в эксплуатационном диапазоне скоростей ( М = 0 , 6 4 — 0,82) для центровок 28— 37% САХ отклонение руля высоты изменяется от — 7 до + 2 ° ; перемещение ц. т. вперед увеличивает отклонение р у л я высоты, необходимое для балансировки сам ол ета на различных реж и м ах полета. Д л я сохранения продольного равновесия при разгон е самолета от М = 0 , 6 4 до 0,82 при х т= 3 7 % САХ отклонение руля высоты и з меняется всего от — 2,°1 до + 1 ,° 4 . К а к видно, при увеличении ско рости полета д ля балансировки са м олета потребовался п олож и тельный прирост отклонения руля высоты (ход ш ту рв ал а от себя) и, наоборот, при уменьшении скорости — отрицательный прирост отклонения руля высоты (ход ш ту р в ал а на се б я ). Такой х арактер отклонений рулей яв л яе тся естественным д л я пилота при перехо де с одного р еж и м а на другой. П ри правильном хар а кт ер е течения балансировочной кривой у сам олета долж ны выполняться сле дующие условия: Л^в _ _ ~ л > о, или Д5В « < 0. Д л я некоторых самолетов, например Ту-124, правильный х а рактер течения балансировочной кривой сохраняется не во всем эксплуатационном диапазоне скоростей. В диапазоне чисел М = = 0,8— 0,84 требуются меньшие отклонения рул я высоты, чем для М = 0,6—0,8, хотя эффект действия р у л я высоты пр и этом не и з меняется: при положительном его отклонении появляется прирост пикирующего момента, при отрицательном — кабрирующего. П р и 238 чиной неблагоприятного изменения балансировочной кривой в д а н ном случае яв л яе тся в основном интенсивное перемещение фокуса самолета н а з а д вследствие разви тия волнового кризиса. В р е зу л ь т а т е с ростом скорости появляется прирост пикирующего м о мента, д л я уравн овеш и вани я которого и требуется уменьшение отклонения руля высоты вниз. П ри выпущенных за к р ы л к а х (см. рис. 143, б и в ) хар актер те чения балансировочных кривых не изменяется, только в озрастает балансировочное отклонение руля высоты вверх на м а лы х скоростях полета (больш их коэффициентах су). П ри некоторой центровке от клонения р ул я высоты, потребные д ля балансировки, могут прев зойти располагаемы е; установивш ийся полег на так и х скоростях невозможен. Предельно передняя центровка сам о л ета выбирается, в частно сти, из условия балансировки сам олета на взлете и посадке (м а лые скорости п о лета), где требую тся м акси м альн ы е отклонения руля высоты вверх. П ри этом в условиях посадки д олж ен оста ваться за п а с в отклонении руля высоты не менее 10% от макси мального его значения. Этот за п а с необходим д л я выполнения элементарного маневра, исправления ошибок и т. д. Чтобы исключить срыв потока на горизонтальном оперении, руль высоты отклоняется обычно на угол 20— 25° вверх. П ри по садке пилот увеличивает су до суП0С (увеличивает угол а та к и ), соз д а в а я кабрирую щ ий момент. П ри увеличении угла атаки п о я в л я ется прирост подъемной силы ДУ, создающ ий пикирующий момент. Чем больше будет расстояние м еж д у фокусом и центром тяжести, тем больше по абсолютной величине будет этот момент. Предельно переднее полож ение центра тяж ести устанавл и вается так, чтобы располагаемого отклонения руля высоты было достаточно для посадки. § 6. БА Л А Н С И РО В О Ч Н Ы Е К РИ В Ы Е У С И Л И Й . Ш А РН И РН Ы Й М ОМ ЕНТ РУЛЯ ВЫСОТЫ О сущ ествляя продольную балан си ровку самолета, пилот откло няет руль высоты, п р и к л а д ы в ая д ля этого к ш турвалу определен ные усилия, которые зав и ся т от шарнирных моментов, возникаю щих при отклонении руля. Что такое ш арнирный момент? А эроди намическая сила, в озни каю щ ая на руле при его отклонении, со здает момент (относительно оси в ращ ения руля т а к назы ваемы й шарнирный момент), противодействующий отклонению руля и вос принимаемый пилотом в виде усилия на ш ту рвал е или п ед ал ях (рис. 144). Ш арнирны й момент считается положительным, если стремится отклонить руль высоты вниз. Ш арнирны й момент, к а к и другие аэродинамические моменты, мож но представить в следу ющем виде: = trim Sbq» 239 5) g , Рис. 144. К объяснению причин возникновения шарнирного момента и дей ствия осевой компенсации (а) и схема работы сервокомпенсатора (б) П ри расчетах обычно пользуются не самими ш арнирными мо ментами, а их безразм ерным и коэффициентами, т. е. где S — п лощ адь органа управления; b — средняя аэро д ин ам и ческая хорда органа управления. К оэффициент .шарнирного момента руля высоты зависит от уг л а атаки горизонтального оперения а г.о, угла отклонения бв и отклонения три м м ера руля высоты х, т. е. ш арнирный момент р у л я склады вается из шарнирного момента т “ а г. 0, возникающего при изменении угла атаки, при отклонении руля высоты т ьш о и при отклонении три м м ера т ш — гпш аг. о + ШшЬ + т'ш т. Ч астны е производные , т ® и т~ш зави сят от геометрических разм еро в рул я высоты и триммера, вида аэродинамической ком пенсации и числа М полета. И з формулы М т видно, что чем больше р азм ер ы руля и ско ростной напор, тем большим будет ш арнирный момент при прочих равных условиях. Д л я уменьшения шарнирных моментов и уси лий от руля высоты (та кж е от элеронов, руля направления) при меняют компенсацию. Осевая компенсация заклю чается в том, что ось в р а щения руля (ш арнир) перемещ ают назад, ум еньш ая шарнирный момент. При отклонении орган а управления аэродинамическая сила, возни каю щ ая на части руля от носка до оси вращ ения, соз д ает момент, противоположный по зн аку шарнирному моменту от аэродинамических сил, возникших на остальной части руля от оси вращ ения до задней кромки (рис. 144, а ). О севая компенсация руля высоты самолетов Т у -104, Т у -124, Т у -134 составляет около 30% его площ ади (руля направления 28— 29% , элеронов 28— 3 1 % ) . При больших значениях осевой ком пенсации мож ет появляться перекомпенсация. Сущность ее со стоит в следующем. М ож но уменьшить ш арнирный момент до ну л я , а при ещ е большем смещении оси ш ар н и р а н а з а д получить ш а р нирный момент обратного зн ака. В этом случае ш арнирный момент, п оявляю щ ийся при отклонении руля, будет стремиться увеличить угол отклонения руля. Это неблагоприятное явление и носит назва-. ние п е р е к о м п е н с а ц и и . Н а самолетах, где при отказе гидроусилителей (бустеров) си стемы управления, предусмотрено ручное управление, помимо осе вой компенсации используется сервокомпенсация. Там , где бустерная система управления многократно п родубли рована (самолет Ту-154), органы аэродинамической компенсации отсутствуют. Сервокомпенсатор (или флетнер) представляет собой небольшой вспомогательный руль, расположенны й у задней к р о м ки основного рул я и связан ны й ш арнирно с неподвижной частью стаби л и затор а (килем д л я руля нап равлен ия и кры лом для эл е р о нов) при помощи тяги (рис. 144,6). Отклонение руля автоматически вызы вает отклонение сервокомпенсатора в противоположную сто рону. А эродинамическая сила, в о зни каю щ ая на сервокомпенсато ре, противоположна по зн аку аэродинамической силе на руле. Вследствие этого ш арнирный момент руля уменьшается. С ерво компенсаторы позволяю т снимать усилия, возникающие при от клонениях руля (например, при переходе на новый реж им полета или при парировании внешнего возм ущ ени я). Так, д ля самолета Т у -104, Т у -124 углы отклонения сервокомпенсаторов составляют ± 3 - М 4 ° . При этом н агру зка снижается. Отклонение флетнера оп ределяется как ^фл = ^ск где /сск — коэффициент пропорциональности сервокомпенсатора, равный отношению у гла отклонения флетнера (тфЛ) к углу от клонения руля 6. Зн ач ен ия /сск составляю т — 0,Зч-0,7. Так, если к ск = — 0,5, а 6 = 26°, ТО 13 . М еж ду ш арнирным моментом и усилием на ш турвал е сущ ест вует следую щ ая зависимость: Рв — " ^Шв М шв) где к Шв — передаточное отношение от руля высоты к ш турвалу (коэффициент п ередачи). Н апример, для руля высоты самолета Ту-134 он составляет 1,38 (для Т у -1 5 4 — 1,96) л 1 1 шв = ~ 5 7 Х ‘ * Г = W 38 М 8" ~ 1 OQ 1 ~М ' 241 Это значит, что при отклонении ш турвал а вперед на 0,05 м, руль высоты отклоняется на 0,07 р а д ж 4° вниз (при ходе ш тур в ал а 0 ,3 2 + 0 ,1 6 = 0,48 м сум марное отклонение рул я высоты 22+16=38°). Определим усилие на ш турвале (при тТр = 0 ) самолета Ту-134, пренебрегая величиной изменения ш арнирного момента при и зм е нении угла атаки и учитывая только влияние геометрии ру л я вы соты для следующих условий: Н = 10000 м; М = 0,8 (V nP = 530 км/ч)-, q = 1207 к Г / м 2\ m ^ = — 0,0016; бв= + 1°,2 (значение балансировочного угла от клонения руля высоты); S B= 6 , 4 м 2; &в= 0 ,5 5 м; /Сш=1,38; Рв= ■ таш55в b в ?КШ. Тогда Р в = — (— 0,0016)1,2-6,-4-0,55-1207-1,38 = 11,4 кГ. Н а рис. 145 представлена б алансировочная кр и в ая, полученная при летных испытаниях самолета Ту-134, х а р а к т ер н ая д л я п а с с а ж ирских самолетов без гидроусилителей в системе продольного управления. Вверх отложены полож ительные д ав я щ и е усилия, вниз тянущие. И з балансировочной кривой видно, какие усилия на ш ту р в ал е необходимы д л я балансировки самолета на различных чис л ах М. Так, при х Т= 2 8 % САХ и М = 0 , 7 2 усилие на ш турвале равно нулю, так ка к самолет сбалан си рован триммером руля в ы соты. Это р еж и м балансировки. С увеличением скорости д ля нор мального управления самолетом пилоту необходимо п рик лады вать к ш тур вал у определенное усилие: самолет к а к бы сопротивляется желани ю пилота увеличить скорость полета. Д л я увеличения ск о рости до М = 0,8 пилот долж ен приложить к ш тур вал у усилие Р в = + 2 1 кГ. Д л я уменьшения скорости ниж е М — 0,72 пилот д о л ж ен тянуть ш турвал на себя. Такой хар актер изменения усилия на ш турвале считается естественным. При правильном х ар актере изменения балансировочной кривой пилоту легче судить по уси лию на ш турвале об изменении реж и м а полета. П ри этом долж но соблю даться следующее условие: ДРв ■ Рис. 145. Зависимость усилий на ш тур вале от числа М у самолета Ту-134 (режим номинальный, горизонтальный полет, Н = = 10 000 м, триммер отклонен на угол т — 2°' 242 ^ Л > 0, положитель ный наклон. О днако для некото рых самолетов (напри мер, Ту-124) в д и а п а зоне чисел М = 0 , 8 — 0,84 требуются о б рат ные изменения б а л а н сировочных усилий, при увеличении скорости — уменьш ать д ав ящ е е (или увеличивать т я нущее) усилие, при ■уменьшении скорости, наоборот. Такой хар актер изменения усилия на ш турвал е в этом д и ап азон е скоростей объясняется развитием волнового кризиса (см. § 5 этой г л а в ы ), в результате чего на кон цевых сечениях профиля кр ы л а появляю тся полож ительные приро сты подъемной силы, создаю щ ие пикирующий момент, и б ал ан си ровочная к р и в ая п риобретает незначительный наклон. П ри числах М > 0 , 8 8 — 0,89 несущ ая способность концевых профилей у м еньш а ется, а корневых увеличивается и это приводит к значительному росту кабрирую щ их моментов. Н а рис. 145 видно, что у са м олета Ту-134 при достижении М = 0,83 требуется п риклады вать усилие -{-45 к Г к ш ту рвал у и н икаки х признаков неустойчивости не н аб лю дается. П о BCAR требуется, чтобы при изменении скорости в преде л а х 15% от р ассм атриваем ой балансировочной скорости усилие на ш турвал е руля высоты, вклю чая усилие д ля преодоления трения в проводке управления, не превыш ало 23 к Г д ля штурвального уп равления. Т ак ое усилие считается м аксимальны м и приемлемым при приложении к ры чагам управления в течение короткого от резка времени и мож ет быть легко создано одной рукой. Т ак ж е долж но быть проверено влияние тяги двигателей на продольную балансировку сам олета. Увеличение тяги двигателей (взлет, уход на второй круг) не д о лж н о вы зы вать трудностей в п илотирова нии — момент от тяги д о л ж ен быть незначительным. Д л я уменьшения или полного снятия усилия со ш ту р в ал а в д л и тельном полете (у самолетов, не имеющих гидроусилителей) слу ж ит триммер р ул я высоты. Триммер, т а к ж е к а к и сервокомпенса тор, яв л яется небольшим вспомогательным рулем, у ста н а вл и в ае мым в хвостовой части руля, и управл яется пилотом с помощью механического привода или от электродвигателя. П л о щ а д ь три м м ера руля высоты современного сам олета состав л яет 7— 10% площ ади руля высоты. Изменение коэффициента шарнирного момента руля за счет отклонения три м м ера определяется к а к Д/Ищт — /Яш^тр, где т т ш — изменение ш арнирного момента при отклонении т р и м мера на один градус (ш’ = — 0,0018-;----- 0,0024); тТр — угол отклонения триммера. Усилие на штурвале, снимаемое при отклонении на 1° три м м е ра руля высоты, определится ка к - ^ ~ = - m l S b K mq. Н а рис. 146 п оказан а х ар а к т е р н а я для многих самолетов з а висимость усилия, снимаемого при отклонении три м м ера руля вы соты на 1°, от скорости полета. Определим потребное отклонение три м м ера ру л я высоты для уменьшения усилия до 0 в вышеприведенном примере. По граф ику рис. 146 д ля УПр = 5 3 0 к м/ ч ЛР ■Дтв°- = 12,6 к Г , следовательно, 243 потребное отклонение триммера руля высоты составит всего 0°, 9. При Упр^бЗО км/ ч д ля 6В= + 1°,2 мы получили уси лие при т = 0 , равное 11.4 кГ. Таким образом, если отклонение триммера на 1° ум еньш ает усилие на 12,6 кГ, то для усилия 11.4 к Г расход триммера составляет 0°, 9. Рис. 146. Эффективность триммера руля Если число М полета высоты уменьшится до М = 0,7 (Упр = 457 км/ч, <7=1000 к Г/ см2), балансировочное отклонение ру ля высоты изменится и составит бв = — 0°,7. Усилие на ш т у р в а ле (при нейтральном положении триммера) уменьш ается до Р в = = — (— 0,00153) (— 0,7) 6 ,4 -0 ,5 5 -1 ,3 8 -1 0 0 0 = — 5,2 кГ. Д л я снятия / ь\^ \ нагрузок при 1/Пр = 457 км/ч ( ^ в = 1 0 к Г / г р а д J необходимо триммер отклонить на ~ 0,5° вниз. Углы отклонения триммера выбираются так, чтобы в случае непроизвольных ср абаты ван и й электромеханизм ов управления триммерами, которые в этот момент приведут к забросу рулей, или при неправильном использовании триммера руля высоты (такж е элеронов и руля направления) на взлете у пилота хватило бы ф и зических возможностей у д ер ж а т ь рули в балансировочном поло жении. Угол отклонения триммера руля высоты обычно со с тав л я ет вверх 4—6°, вниз 6— 8°, а скорость перекладки 0,5— 1° в секун ду (самолеты Ту-104, Ту-124). Непреднамеренное включение э л е к т роуправления три м м ера руля высоты и отклонение его на 3—4° создает на ш турвале нагрузку в 10—-12 к Г при скорости 270— 300 км/ч и 60—70 к Г при скорости 500 км!ч. С ледовательно, а в а рийной ситуации это не вызывает. Н апример, полное (неправиль ное) использование электрического управления триммером руля высоты у самолета Ту-134 на взлете создает дополнительное усилие на ш турвале руля высоты ~ 12 кГ. Ilo BCAR требуется, чтобы возникаю щие дополнительные уси лия на ш турвале руля высоты не превыш али ~ 2 0 к Г. Рассмотрим механизм действия триммера. Н апример, для сн я тия усилия на ш турвале руля высоты при какой-то скорости поле та (руль отклонен вверх) необходимо триммер отклонять в об ратную сторону до тех пор, пока усилие не станет равным нулю. Теперь с освобожденным управлением положение руля высоты не изменится, так ка к ш арнирные моменты уравновешены. Если же изменится скорость полета, то изменится и балансировочный угол отклонения руля. Но т а к ка к положение триммера при новом от клонении руля не меняется, вновь появится усилие на штурвале, сбалансировать которое можно новым отклонением т р и м м е р а . 244 'д^еняя положение триммера, пилот мож ет в широких пределах изменять усилия на штурвале. При перемещении центровки вперед на ш турвале появляется прирост тянущ его усилия (см. л:т » 2 8 % САХ на рис. 145), при -перемещении центровки н а з а д — прирост давящ его усилия. Изменение высоты полета т а к ж е о ка зы в ае т влияние на б а л а н сировочную кривую. При увеличении высоты полета и неизмен ном числе М д ля обеспечения прямолинейного полета необходимо увеличивать угол атаки ( с у), что требует дополнительного отри цательного отклонения руля высоты, а следовательно, увеличения тянущего усилия на ш турвале управления. § 7. П Р О Д О Л Ь Н А Я УСТОЙ ЧИВО СТЬ САМОЛЕТА ПО П Е Р Е Г Р У ЗК Е И СКОРОСТИ С амолет об л а д а ет способностью быстро изменять угол атаки и сравнительно медленно изменять скорость полета. Так, н ап р и мер, энергичным взятием ш турв ал а на себя пилот мож ет увели чить угол атаки в 2—3 р а з а и более. Но чтобы самолет изменил скорость хотя бы в 1,5 р аза, требую тся десятки секунд, а то и несколько минут. Резкое различие в х арактере изменений уг л а атаки и скорости при нарушении продольного равновесия я в и лось обоснованием разделения продольной устойчивости на д ва вида: устойчивость при постоянной скорости, н азы в а ем а я у с т о й ч и в о с т ь ю п о п е р е г р у з к е , и устойчивость при изм еняю щ ей ся 'ск о р о сти , н азы ва ем а я у с т о й ч и в о с т ь ю по с к о р о с т и . 1При постоянной скорости увеличение или уменьшение угла а т а ки сопровож дается изменением подъемной силы, а следовательно, и перегрузки п у = - ^ - . С амолет н азы вается устойчивым по пе регрузке, если он стремится сохранить перегрузку исходного ус тановившегося полета. П редполож им, что самолет, выполняющий прямолинейный и равномерный полет с перегрузкой п у = 1 и ско ростью V, попадает в восходящий поток, имеющий скорость W (рис. 147). При этом изменится направление результирую щей ско рости, что вызовет увеличение у гла атаки и прирост подъемной силы АУ (всегда в фокусе) или прирост перегрузки Дп у — -Если сила АУ будет вы зы вать вращ ение са м ол ета на пикирование, то самолет будет устойчивым. К а к видно из рисунка, это будет при. разм ещ ении центра тяж ести са м олета впереди фокуса. С л е довательно, появление пикирующего момента при увеличении угла атаки х арактери зует устойчивость са м олета по перегрузке. Если бы внешнее воздействие привело к уменьшению угла а т а ки, то появился бы кабрирую щ ий момент, который стал бы уве личивать угол атаки, т. е. восстанавливать перегрузку исходного режима. У устойчивого по перегрузке самолета выполняется усло вие X f — Xi > 0 (где x-t — x F = т с? < 0). 245 Рис. 147. Силы, действующие на самолет при попадание в вертикальный по рыв ветра П ри совмещении полож ения ц ентра тяж ести и фокуса самолет будет безразличен к нарушению равновесия и не будет проявлять тенденции ни к возвращ ению к исходной перегрузке, ни к д ал ьн ей шему отходу от нее. Т а к а я центровка н азы вается нейтральной. П е ремещение ц. т. н а з а д з а нейтральную центровку приведет к по явлению неустойчивости сам олета по перегрузке, т а к к а к сила А У будет вы зы вать увеличение кабри рую щ его момента, возникаю щего в момент наруш ения равновесия (см. рис. 140, в ) . Таким образом, устойчивость сам олета по перегрузке будет характери зоваться положением ц. т. сам ол ета относительно ней тральной центровки (ф окуса). Д л я самолета, кроме передней цент ровки, определяемой возможностью балансировки сам олета на взлете и посадке при предельном отклонении руля высоты, опре деляется з а д н я я допустимая ц ентровка исходя из условия обес печения продольной устойчивости са м олета по перегрузке. В полете изменение устойчивости по перегрузке • мож ет про изойти в случае изменения полож ения ц. т. или ф окуса самолета. Н а рис. 140 видно, что изменение р еж и м а полета (числа М) влияет на нейтральную центровку (фокус) сам о л ета незначительно, а сдвиг центра тяж ести от выгорания топлива ограничивается а в томатическим устройством п оряд ка расходования. Р е ж и м работы двигателей оказы в ает обычно небольшое в л и я ние на устойчивость сам олета по перегрузке. Это связано с пе ремещением фокуса, вызываемого нормальной силой Р у (см. § 2). Н а сам олетах Ту-134, Ту-154 и Ил-62 воздухозаборники находятся позади центра тяж ести и это приводит к созданию дополнитель ного пикирующего момента и смещению ф окуса н азад , т. е. повы шению устойчивости по перегрузке. П одсасы ваю щ ее действие ре активной струи (самолеты Т у -104, Т у -124), вы зы ваю щ ее увеличение скоса потока и соответственно уменьшение а г.о, приводит к зн ачи тельному сдвигу ф окуса вперед, т. е. к уменьшению за п а с а про дольной устойчивости и устойчивости по перегрузке. 246 С амолет считается у с т о й ч и в ы м по скорости, если без вм еш ательства пилота стремится сохранить скорость исходно го реж и м а полета. П редполож им, что у сам олета, л етящ его го ризонтально с постоянной скоростью V, по какой-либо причине ско рость увеличилась на величину AV (например, попадание во встречный поток воздуха). П ри изменении скорости нарушится равновесие сил к а к по касательной к траектории, т а к и по нор мали (рис. 148, а ) 1. При этом за счет изменения у гл а атаки л о б о вое сопротивление мож ет стать больше тяги двигателей, а п о д ъ емная сила больше веса сам о л ета. В этом случае самолет начнет терять скорость к а к вследствие увеличения лобового сопротивле ния, т а к и искривления траектории и перехода сам ол ета в набор высоты, вызванного избытком подъемной силы. Н а некоторой вы соте полета (точка в) сам ол ет достигнет исходной скорости и и з бытки подъемной силы и лобового сопротивления станут равными нулю, однако б лагодаря наличию вертикальной скорости в этой точке самолет будет п р о до л ж ать н аб и рать высоту и уменьш ать скорость. С нижение скорости обусловит появление, с одной сто роны, отрицательного прироста подъемной силы, направленного сверху вниз, с другой — избы тка тяги двигателей. П рирост подъ емной силы начнет искривлять траекторию вниз, а избы ток тяги будет препятствовать уменьшению скорости. К а к первое, т а к и второе воздействия будут стремиться восстановить скорость ис ходного реж им а. Условие устойчивости по скорости записы вается в следующем виде: AV T F - >0. Статическая устойчивость определяет только начальную тен денцию в движении сам ол ета при нарушении его равновесия. Вы- Рис. 148. П оведение самолета после случайного снижения (а) и траектории полета неустойчивого по скорости самолета (б) ‘ Практическая аэродинамика самолетов с турбореактивными двигателями Воениздат, И969, 408, с Авт.: В. Г. Б р а г а , Н. М. Л ы с е н к о, Э. Б М и и Р т у л о в, Ю. Н. Н е ч а е в , М. И. Р а д ч е н к о . 247 полнение условия д-^ > 0 ещ е не означает, что самолет вер нется к скорости исходного р еж и м а полета. С татическая устойчи вость по скорости яв л яется необходимым, но недостаточным усло вием в озвращ ения са м ол ета к исходной скорости полета. П оскольку подъемная сила пропорциональна кв ад р ату скоро сти У — то мож ет п оказаться, что при увеличении скорости будет в озрастать подъемная сила и самолет всегда бу дет устойчив по скорости1. Однако это не так. П редположим, что увеличение скорости будет сопровож даться приростом пикирую щего момента; последнее может быть связано с развитием во л нового кризиса, упругими деф орм аци ям и конструкции и т. д. О б р азовавш и й ся пикирующий момент может настолько уменьшить угол атаки, что подъемная сила, несмотря' на увеличение скоро сти, не только не увеличится, но д а ж е уменьшится. В р е зу л ь т а те этого траектори я будет отклоняться вниз (если пилот не успе ет у д ер ж а т ь самолет рулем высоты). При этом еще больше бу дет увеличиваться скорость и самолет будет входить во все более крутое пикирование (рис. 148, б ). Такое поведение са м олета х а рактеризуется неустойчивостью по скорости. С уждение об устойчивости по скорости можно вынести из р ас смотрения балансировочных кривых отклонений руля высоты и уси лий (§ 5 и 6), где выполнение условий - ^ г — > 0 и ~К^Г~ > свидетельствует об устойчивости самолета по скорости. Н априм ер, по BCAR требуется проводить проверку устойчи вости са м олета по скорости в полетной конфигурации в п рям ол и нейном горизонтальном полете на высотах 2000— 3000 м, в д и а п а зоне скоростей от 1,3 Vms! д о УПред (обычно 570— 650 км/ч по при бору) и от 1,3 Vmsi Д° М = 0,85— 0,9 на высотах 10 000— 11 000 м. С « заж аты м » и освобожденным управлением во всем диапазоне скоростей самолет долж ен быть устойчив. А налогичная проверка в пределах органичений по прочности проводится д ля кон ф и гура ции с выпущенными зак р ы л ка м и и шасси. § 8. Х АРА КТЕРИСТИКИ П Р О Д О Л Ь Н О Й УП РАВЛЯЕМ О СТИ И ИХ С В Я ЗЬ С УСТОЙЧИВОСТЬЮ Р ассмотренные балансировочные кривые усилий на ш турвале и отклонений руля позволяют оценить управляем ость самолета з прямолинейном полете. Н априм ер, для устойчивого по скорости самолета необходимо с увеличением скорости (прямолинейный по лет) п риклады вать к ш турвалу д ав я щ е е усилие, чтобы самолет не переходил в набор высоты. Если усилия будут большими, то пи лот будет быстро утомляться, самолет получит плохую оценку — 1 Л ы с е н к о Н. М. Динам ика полета И зд. ВВИА им. проф. Н. Е. Ж у к о в ского 1967, 640 с. 248 т яж ел в управлении. Если усилия будут слишком малы, самолех назовут «строгим» в управлении. Устойчивость са м олета по перегрузке может быть определена следующими характери сти кам и криволинейного движ ения са м о лета: градиент отклонения рул я высоты по перегрузке Д В в Any = Й: градиент отклонения ш ту р в ал а по перегрузке ДА-в Д /Zy градиент изменения усилия по перегрузке ДЯв Д Пу = Pi. Градиент отклонения ру л я высоты по перегрузке численно р а вен отклонению ру л я высоты, необходимому д ля изменения пере грузки на единицу. П од 90 градиентами отклонения in J ш турвала и усилия на ш тур к-Г/1 ж,=2В%САХ вале по перегрузке пони мают отклонение ш турвал а 50 и усилие на штурвале, к о 3 7 % САХ торое необходимо дополни 30 тельно создать, чтобы и з 0,5k 0,6 0,7 М менить перегрузку на еди б)Л^ ницу. 28% САХ 'йПу ’ Зависимость рассмотрен град/1 ных градиентов от числа М полета для пассаж ирского Ю ,уг/Г т . сам о л ета представлена на рис. 149. Р ассмотрим, к а кие числовые значения при м 0,5k 0,6 0,7 сущи неманевренным с а м о летам. П редполож им, что самолет соверш ает п р я м о линейный горизонтальный полет и иу = 1. Тогда для получения перегрузки гсу = 2 пилоту необходимо откл о нить ш турвал на себя с усилием 55— 80 к Г (для м а лых чисел М — 55 к Г и для Рис. 149. Зависимость градиента усилий по ДЯв , ч чисел М = 0 , 7 8 — 0,82— 70 — перегрузке (а), расхода руля высоты 80 к Г) . Т а к ка к устойчи Дбв Д.Л'в вость по перегрузке х арак- ~ щ ( б ) и хода ш турвала (в) Теризует способность само- от числа полета для самолета Ту-134 лета сохранять перегрузку ( Н = 1 0 0 0 0 л) 24» исходного р еж и м а, то очевидно чем выше устойчивость по п ере грузке, тем большее усилие требуется приложить к ш ту рв ал у д л я изменения перегрузки. И з рисунка видно, что если центровка становится более п еред ней, потребные усилия д л я изменения п у возрастаю т. Это о б ъ яс няется увеличением плеча м е ж д у центром тяж ести сам о л ета и его фокусом. С увеличением скорости д ля создания двукратной п ере грузки руль высоты необходимо отклонить на меньший угол. Н а пример, при М = 0 , 5 6 6В= — 15° и при М = 0 , 8 — 10° (я т= 2 8 % САХ). Это объясняется изменением эффективности руля- высоты. Отклонение ш т у р в ал а Х в, необходимое д л я изменения перегруз ки на единицу, со ставляет д л я м алы х чисел М 150— 200 мм и уменьш ается до 100— 130 м м на больших числах М, г. ДР в • Величина изменения градиента усилия ■ДЯу д о л ж н а ис клю чать возможность вы вода са м о л ета на недопустимую пере грузку. П оэтому д л я т яж ел ы х пассаж и рских неманевренных с а м о летов (типа Ту-134, Ту-154), которые имеют м аксимальную э к с плуатационную перегрузку п уэ= 2—2,5 (т. е. А п у— 1— 1,5), зн а ч е ния ' д Г ;- составляю т 50— 80 кГ. Увеличение градиента с ростом скорости считается полезным, т а к к а к оно н ад еж н о пре дохр ан яет самолет от случайного выхода на недопустимую пере грузку вследствие ошибки пилота на большой скорости, когда знаДЛ^в ^ чения п о казател я ■ • сильно убывают. П рием лем ы е усилия в п ределах 50— 80 к Г достигаю тся подбо ром коэффициента передачи от ш т у р в а л а к рулю высоты кт в, ко торый д л я пассаж ирских самолетов составляет 1,3— 2,1 Ум, и вы бором необходимой п лощ ад и компенсации рул я высоты. Н а п ассаж и рских неманевренных сам ол етах величина п ере грузки при управлении составляет 1,1— 1,2 (т. е. Д п у= 0 , 1 — 0,2) и п риклады ваем ы е усилия оцениваются величиной в 8— 15 кГ, пе ремещение ш т у р в ал а — 10—25 м м (0,010—0,025 м ) , а отклонение ру л я высоты 1—2° § 9. БА Л А Н С И РО В К А САМ ОЛЕТА НА В З Л Е Т Е И П ОСАДКЕ В з л е т . Н а рис. 150, а п оказано изменение балансировочного отклонения рул я высоты при взлете самолета Ту-134А (нулевое положение три м м ера р ул я высоты). К ри в ая 1 соответствует от клонению рул я высоты д л я подъема передней ноги при взлетной конфигурации самолета. В диапазоне скоростей 250—260 км/ ч по требное отклонение рул я высоты соответствует 8,5—6,8°. В то же время по старой методике взлета при скоростях 210—225 к м/ ч н е обходимо отклонить руль высоты на 18— 14°. К р и в ая 2 показы вает отклонения р у л я высоты при отрыве сам о л ета. Ч е м меньше ско рость, тем больш е потребный угол. Отклонение руля высоты при 250 1 1 200 ' 1 1 ! \250 ‘,300 " е\ Г ^ - ^ р , км/ч • Рис. 150. Балансировка самолета на взлете: а — изменение балан сировочного отклонения ру ля высоты; б — зависи мость усилий на ш турвале от скорости полета для р аз ных конфигураций самолета; в — изменение отклонения руля высоты и усилий на ш турвале для балансировки самолета Ту-134А при от клонении закры лков (Я = = 2 0 0 0 м, Vnp = 310 км/ч); I — подъем передней ноги, 83= 20°, Фст = —5°, ш асси выпущено; 2 — отрыв самолета, 83= 20°. Фст= —5°, шасси выпущено: 3 — полет самолета вбли зи земли п осле отрыва, 83 = «=20°, ФСт = ~ 5 ° , ш асси убрано; 4 — набор высоты. 83 = 0° , фст = —5° , шасси убрано; J — разгон самолета; 83 = 0 ° , <Рст = —2 ,° 5, шасси убрано; 6 — уборка стабилизатора отрыве сам олета на 3,5—4° больше, чем д ля п одъем а передней но ги, так как скорость о тры ва сам ол ета (по BCAR) всего на 8— 12 к м/ ч больше скорости подъема передней ноги. К ри в ая 3 по к азы вает балан си ровку са м о л ета после отры ва на разгоне (вблизи земли) с убранны м шасси. К а к видно из рисунка, с увеличением скорости потребный угол отклонения руля высоты уменьшается. Убранное шасси сниж ает потребный д ля балансировки самолета угол отклонения руля высоты на 3— 3°,5 (Упр= 2 7 0 — 290 км/ч, уборка шасси обычно начинается на КПр = 260—280 км/ч, когда самолет летит на высоте 7— 10 м) . К р и в ая 4 соответствует полету самолета с убранны м шасси и зак р ы л к а м и (стабилизатор еще во взлетном полож ении). Отклоненные на 20° закр ы л ки д ля взлета (для рассм атриваем ого сам ол ета) создаю т кабрирую щ ий момент и при скорости 330 к м/ ч балансировочное отклонение руля высоты близко к 0, в то ж е время после уборки зак р ы л ко в самолет при этой скорости б алансируется отклонением руля высоты вверх При перестановке стаби ли затора в полетное полож ение Ф с т = — 2°,5 (углы ста б и л и зато р а приведены по отношению к хор д е контрольного сечения к р ы л а ), потребное отклонение руля вы соты увеличивается (кривая 5). С разгоном са м ол ета (до наивы годнейшей скорости наб ора, высоты) потребное балансировочное г отклонение руля высоты уменьшается. ; 25L Мы рассмотрели балан си ровку самолета поэтапно, пооперационно, но фактически в процессе разгона после отрыва часть этих операций происходит одновременно и самолет балансируется пе ремещениями ш т у р в ал а (отклонением руля высоты), когда проис ходит уборка шасси, зак ры л ков и перестановка стаби ли затора в полетное положение. Усилия на ш турвале показаны на рис. 150, б для нулевого полож ения триммера. К а к видно, д л я подъема носового колеса усилие составляет 12— 10 кГ, для отры ва самолета 20— 16 кГ. Д а лее, усилия изменяю тся в зависимости от изменения скорости и конфигурации самолета. Практически триммером руля высоты нагрузки на ш турвале уменьш аю тся до приемлемых и удобных для пилотирования. Н а рис. 146 показано, что при скоростях 300—400 к м/ ч отклонение триммера руля высоты на 1° уменьш ает усилия на 4— 7 кГ. Н Л Г С С С Р и BCA R требуют производить оценку усилий на ш турвале управления рулем высоты при уборке (выпуске) закры лков, а т а к ж е при неправильном их использовании (например, взлет с а молета Ту-134 с зак р ы л к а м и , отклоненными на 38° вместо 20° — грубая о ш и б ка). Н а рис. 150, в видно, что при отклонении за к р ы л ков на КПр = 310 км/ ч от 0 до 38° дополнительное усилие на ш тур в ал е составляет всего 10 к Г при дополнительном р асх о д е руля вы соты 6°. В злет с зак ры л кам и , отклоненными на 38° вместо 20°, приведет к созданию дополнительного усилия — 6,5 к Г и угла отклонения 3°,4. Заход н а п о с а д к у . Н а рис. 151, а п оказано изменение -балансировочного отклонения руля высоты и усилия на ш турвале за 20 Запас х7, % ш тпрЛпереЭни-'-‘'^ . / —J руля Ьысоты Рис. 151. Балансировка сам о лета на посадке ( а ) : 1 — отклонение руля высоты при 8 3 = = 0 ° , шасси убрано, ч>с х = —2°,5; 2 — то ж е, шасси выпущено; 3 — закрылки от клонены на предварительный угол 15 , шасси выпущено, Фст = —2°,5; 4 — по лет самолета после выполнения третьего разворота; 5 — закрылки отклонены на посадочный угол 38°, шасси выпущено, ч>ст = —2 ' 6 — полет самолета после выпуска закрылков в посадочное положение, шасси выпущено. Ф с т = —2°,5; зависимость потребных отклонений руля высоты от центровки самолета Ту-134А при посадке в момент касания (б) .252 при посадке са м олета Ту-134А. Точка 1 соответствует полету с а молета в момент прохож дения т р ав ер за Д П Р М перед выпуском ш асси 6В= —8°. После выпуска шасси (создание пикирующего момента) на этой ж е скорости отклонение руля высоты вверх уве личивается на 2°. П осле предварительного выпуска зак ры л ков на 15° (они в данном случае создаю т кабрирую щ ий момент) потреб ное отклонение ру л я высоты вверх уменьш ается до 2°,2. Нормы летной годности требуют, чтобы изменение конфигурации самолета во время за х о д а на посадку созд ав ал о небольшие продольные мо менты, которые могли бы легко парироваться небольшим (2—4°) отклонением рул я высоты. К р и в ая 4 показы вает, к а к изменяется по скорости балансировочное отклонение руля высоты при полете самолета после третьего развор ота. К а к видно, переход на мень шие скорости требует увеличения вверх отклонения руля высоты. После полного выпуска закры л ко в в посадочное положение б а л ан си ровка сам ол ета характери зуется кривой 6. Здесь действует пикирующий момент и отклонение руля высоты вверх возрастает на 4— 5°. П лан и ровани е по глиссаде на Vnp= 2 5 0 — 260 км/ч тр е бует для передних центровок бв= — 16,5-=-~18°. В момент касания В П П отклонение руля высоты вверх увеличивается на 2 —4°, так ка к Упос = ^ п л — (Ю— 20) км/ч. Р асп олагаем ого отклонения руля высоты вверх (с учетом вы тяж ки проводки) 22— 26° обычно д о статочно д ля посадки с предельно передними центровками, по этому в рассм атр иваем ом примере перестановка стаби л и затор а при заходе на посадку не н уж н а (фст = — 2°,5 к хорде к р ы л а ). Уси л и я на рис. 151, а показаны д ля нейтрального полож ения три м м е ра руля высоты. В момент касан и я (УПр = 235 к м/ ч) усилие со ставляет ~ 3 0 кГ, но отклонением три м м ера легко сниж ается до 10— 15 кГ, (необходимо оставлять на ш т у р в ал е небольшие тянущие усилия д ля ощущ ения управления самолетом по т а н г а ж у ). Н а рис. 151, б приведена зависимость потребных отклонений руля высоты на посадке, в момент касания, в зависимости от цент ровки самолета (для Ту-134А) при полетном положении стаби ли затора. Г раф и к позволяет определить предельно переднюю цент ровку на посадке с зад ан н ы м углом отклонения стаби ли затора При зап ас е руля высоты 10%. Д л я рассм атриваем ы х условий это 21% САХ. Аналогичные графики строят д ля определения предель но передней центровки на взлете в момент подъем а передней стойки шасси. ' § 10. ПЕРЕСТАНОВКА СТАБИЛИЗАТОРА НА ВЗЛЕТЕ И ПОСАДКЕ В систему продольного управления современных пассажирских самолетов входит переставной стабилизатор. О тклоняя стаби л и за тор на взлете и посадке на угол <р= — 1,5н— 5° (самолеты Ту-134 И Ту-154) относительно полетного полож ения увеличиваю т про дольный момент и одновременно диапазон углов отклонения руля высоты на кабрирование. 253 И зм ен яя угол установки стаби л и зато ра (яри нейтральном по лож ении руля высоты), изменяют подъемную силу горизонтально го оперения и продольный момент самолета. И зм енение коэф ф и ци ента продольного момента A m z при изменении угла атаки гори зонтального оперения на 1° н азы вается коэффициентом эф ф ек ти в ности стаби л и затора и обозначается . Д л я малы х чисел М, на которых производится перестановка стаби ли затора, т * составляет -0,05 -^-0 ,06. Соотношение ко эф ф и циентов эффективности руля высоты и стаб и л и зато р а т 2ф р а в но 3— 4 (самолет Т у -154). _1_= _ _-0;054_ _ о п /и* -0 ,0 1 5 Оно показы вает, что отклонение ст аби л и затор а на 1° э к в и в а лентно отклонению руля высоты на 3°,6. При перекладке стаби л и затора на угол Д ф прирост продольного момента A m z равен т% Д<р. Н апример, если т £ = - 0 , 0 5 4 и Д < р = = ~ 1 ° ,5 , то А т г составит + 0 ,0 8 1 . Вследствие этого центровка сам о лета мож ет быть изменена (сдвинута вперед) на величину Дл:т = = 6,2% (принимаем су = 1,19). _ ^ х T=z п Р Дер су о ,0 8 1 = 1 IQ = 0,062, или 6,2% САХ. Поэтому перестановка стаби л и зато ра позволяет эксп луати ровать самолет с более передней центровкой на взлете и посадке без существенного увеличения усилий на ш турвале и расш иряет з а пас по отклонению руля высоты. § П . П О В Е Д Е Н И Е САМ ОЛЕТА ПРИ ВЫ Х ОДЕ НА Б О Л Ь Ш И Е УГЛЫ АТАКИ К а к было установлено выше, пассаж и рские и транспортные самолеты, относящиеся к неманевренным самолетам , совер ш а ют полеты на сравнительно небольших углах атаки. Д л я горизон тального полета, н аб о ра высоты и снижения — это 3— 6°, для взлета и посадки (с отклоненной механизацией) — 6—9°. Выход таких самолетов на большие углы атаки, небезопасные для нор мальных реж им ов полета, может произойти ка к при попаданий в вертикальной порыв, т а к и при непреднамеренном создании пилотом значительной перегрузки. Р азличны е по силе и н а п р а в лению воздушные потоки или порывы влияю т на хар актер обте кания самолета. При воздействии вертикального порыва (см. рис. 147) буквально в доли секунды меняется угол атаки самолета, при чем он м ож ет'п р евы сить критическое значение, когда на кры ле н а чинает р азви ваться срыв потока. П ри достижении некоторой ско 254 рости (угла атаки ) мож ет произойти непроизвольное сваливание самолета. «С валиванием н азы вается непроизвольное или вызванное от клонением органов управления, но н есоответствую щ ее обычной ре акции на это отклонение апериодическое или колебательное дви ж ение сам о л ета на околокритических угл ах атаки, возникающее в результате появления сры ва потока на крыле,, с большими, з а метными д а ж е д ля мало тренированного пилота, угловыми скоро стями или перемещениями са м олета относительно хотя бы одной из его осей, характер и зуем ое потерей (частичной, а иногда и п о л ной) управляемости сам о л ета» 1. Д л я п ассаж и рских самолетов со стреловидными кры л ьям и х а рактерно следующее: при сваливании н аблю дается либо опуска ние носа (практически без к р е н а ), либо кренение, либо одновре менно и то и другое. П о н ачальны м условиям реж им ы св ал и в ан и я р азд ел яю тся на три группы: свали ван ие при минимальной скорости прямолиней ного горизонтального полета, свали ван ие при Vnp>Vinin в коорди нированном вертикальном м аневре и свали ван ие с произвольно пространственного м аневра (некоординированного). Д л я определения особенностей поведения сам о л ета и работы двигателей при подходе к р еж и м ам свал и ван ия и при сваливании, я т а к ж е д л я вы бора методов пилотирования, позволяю щ их пред отвратить попадание сам ол ета в эти реж им ы, а в случае попа д ан и я н ад еж н о его вывести, проводят специальные летны е испы тан и я н а больш их угл ах атаки. П р и этом самолет выводится на углы атаки вплоть до критических (до свали ван ия) или на углы большие, чем докритические, обычно на несколько градусов пре в ы ш а ю щ и е углы атаки н ач ал а предупреж даю щ ей тряски (если т а к о в а я и м еется), но меньших а Св. Испытание пассаж и р ск их неманевренных самолетов на боль ших углах атаки и на свал и ван ие д о лж н о д ать ответы на следую щие вопросы: значения минимальных и минимально допустимых скоростей полета; наличие у сам о л ета п р едупреж даю щ ей тряски и других при знаков, п редупреж даю щ их о выходе на критические углы атаки; устойчивость и управляем ость (эффективность рулей и элеро нов) са м олета на скоростях, близких к скорости сваливания; особенности поведения самолетов на больших углах атаки и при сваливании; наличие тенденции к самопроизвольному кабрированию с а м о л е т а при увеличении угла атаки и перегрузки; наивыгоднейший способ вывода са м ол ета из с в а л и в а н и я ; . I. ■ 1 Летные испытания самолета. М., «Машиностроение», 1968. 423 с. Авт.: М. Г К о т и к , А. В . П а в л о в , И . М. П а ш к о в с к и й, М .Г. Щ и т а е в . 255 характеристики выхода самолета из сваливания (потеря высо* ты, зап азд ы ва н и е выхода, потребные углы отклонения органов уп равления) и т. д. П одход к скорости свали ван ия осущ ествляется обычно со ско рости, значительно большей скорости, п одлеж ащ ей измерению (предварительно самолет долж ен быть сбалан си рован триммером руля высоты или триммирую щ им м еханизм ом). Скорость самолета в прямолинейном полете плавно уменьш аю т (например, по BCAR с интенсивностью, не превыш аю щ ей 1,5— 2 км/ч в секунду) до тех пер пока при уд ерж ани и пилотом ш ту рв ал а управления элеронами в нейтральном положении не начнутся колебания сам олета с б оль шой амплитудой относительно поперечной или продольной оси и будет достигнута м и н им альн ая скорость, или до тех,пор, пока к о лонка ш ту р в ал а (или руль высоты) не дойдет до упора. ' При подходе к реж им у с на минимальных и близких к ним скоростях полета часто появляется п р ед упреж д аю щ ая тряска, причем значения су св и сутр могут заметно отличаться. П р е д у преждающей т р я с к о й н азы вается хорошо зам етн ая для пилота аэродинам ическая т р яс к а конструкции, возникаю щ ая вследствие сры ва потока при увеличении угла атаки. Тормож ение са м олета в прямолинейном полете производят в н а чале на реж им е малого г а за и при убранных органах м е х ан и за ции. В дальнейш ем тормож ение выполняю т при различны х реж и мах работы двигателей и полож ениях органов механизации. Р еж и м работы двигателей мож ет о казы вать весьма существенное влияние на характеристики сваливания. Это бывает обусловлено измене нием несущих свойств самолета, условий работы хвостового опе рения и эффективности рулей, условий балансировки са м олета по моменту и усилиям и т. д. в зависимости от числа оборотов д в и га телей. Высота полета при проведении испытаний на больших углах атаки определяется в первую очередь из условий обеспечения безопасности полета — безопасности работы э к и п а ж а испытателей и составляю т 6— 12 км (самолеты Ту-134, Ту-154). Д л я оценки х арактери сти к свали ван ия самолетов во взлетной и посадочной конфигурациях испытания проводятся на высотах не более 4— 6 км, т ак к а к в противном случае полученные (на боль ших высотах) характеристики свали ван ия сам олета могут сущ е ственно отличаться от таковы х на р еж и м ах в зл ета и захо д а на по садку. Поведение самолета на больших угл ах атаки вплоть до а Св при наличии перегрузки ( % > 1 ) определяется «перетягиванием» колонки ш ту рв ал а — дачей руля высоты 1 на реж и м ах п ла н и р о в а ния. С этой целью самолет выводят из планирования при работе 1 Д ачей руля высоты называется энергичное отклонение руля высоты на некоторый постоянный угол с сохранением его в заданном промежутке времени при неизменном положении остальных рулей. 256 двигателей на реж им е малого газа; элероны и руль нап равл ен ия удерж иваю тся в нейтральном положении. Д а ч а руля высоты осу ществляется с некоторой зад ер ж к о й ш т у р в ал а в положении на себя, а т а к ж е в нейтральном положении при последующей отдаче ш турвала от себя (на вывод) в среднем до 2 сек. В качестве верх него предела м акси м ал ьн о допустимой на таких р е ж и м ах пере грузки берется величина, б л и зк ая к п эУтау... П ро ан али зи р у ем некоторы е моменты поведения сам ол ета Ту-134 при вы ходе на больш ие углы атаки . Торможение с а м о л е т а . Н а рис. 152, а п редставлен а запись самописцев при тормож ении са м о л ета с убранны ми шасси и зак р ы л ка м и при единичной перегрузке на номинальном режиме, когда скорость полета у м ен ьш алась постепенно, наприм ер в р е ж и ме набора высоты. Т ак к а к п одъем н ая сила кр ы л а зависит от cy V2, то при медленном уменьшении скорости д олж н о увеличи ваться значение су, что и происходит, когда пилот постепенно от клоняет колонку ш т у р в ал а на себя и переводит самолет на б оль шие углы атаки (п у постоянный). П ри УПр = 2 3 0 км/ ч сУгп = = 0,98, а к моменту уменьшения скорости до 210 к м/ ч с у увеличи вается до 1,17. В это врем я возникаю т колебания и начинается тряска самолета, увели чи ваю щ аяся по мере уменьшения скорости. При Vnp = 2 0 0 — 210 км/ ч (это соответствует полетному углу а т а ки 14— 15°) возникает свали ван ие са м олета (mx> 0 , 1 V ^ « : ) с опус канием носа (юг< 0 ) . Угол отклонения р ул я высоты составляет в момент свал и ван ия ~ 1 0 — 11° (не достигает максимального з н а чения). И н огда перед сваливанием возникаю т покачивания с к р ы л а на крыло. П ри незначительной отдаче колонки ш ту р в ал а от себя тр яс ка и кренение прекращ аю тся. В полете с выпущенными за к р ы л к а м и и шасси (рис. 152,6) на реж име малого га за незначительная т р я с к а возникает до св а л и вания, появляю тся ощутимые усилия на ш турвал е от элеронов. Н а м алы х высотах полета тряс ка перед сваливанием отсутству ет, а ощ ущ аю тся лиш ь легкие подергивания на ш тур вал е от э л е ронов. При достижении угла атаки свали ван ия (су = 2 —2,15, Vnp = = 160— 180 км/ч) самолет энергично кренится (co^~ 0,531/се/с) и опускает нос (ш2<<0). Отклонение руля высоты вверх со став л ял о 7 —8°. П ри полностью выпущенных з а к р ы л к а х и отклоненном подфю зеляж ном щитке у сам олета Ту-134 отмечалась наи бол ьш ая уг ловая скорость сваливания, крен при этом достигал 100— 120°. Д л я вывода из свал и ван ия пилот отклонял ш турвал от себя, убирал зак р ы л ки и п одф ю зеляж ны й щиток, элеронам и и рулем направления выводил самолет из крена. П ри уменьшении крена примерно до 30° плавно увеличивалась перегрузка до п у = 2,0— 2,4 с одновременным уменьшением крена до 0. П отеря высоты от н ач ал а свали ван ия до выхода в горизонталь ный полет бы ла наибольш ей у самолета с отклоненными з а к р ы л к а ми и п одф ю зеляж н ы м щитком и со с тав л ял а 700— 1000 м. 9—4779 257 Рис. 152. Запись приборов-самописцев при торможении самолета Ту-134 в горизонтальном полете: а — шасси и закрылки убраны, высота 12 000 м; б — шасси выпущены, 0з = 38°, йщ — 40° Полученные при испытаниях самолета су свали ван ия д л я р а з личных углов отклонения зак ры л ков позволили установить м а к симальные значения су на малых скоростях: 6° 0 10 СУ п 1,35 1,53 °з ■ 20 38 1,7 2 ,0 5 Д а ч и р у л я в ы с о т ы . Н а рис. 153, а представлена за пи с ь самописцев при даче руля высоты на # = 1 2 000 м, закры лки и шасси убраны. П ер ед выполнением р еж им а вначале пилот отдавал 258 2) б) Рис. 153. Записи приборов-самописцев при даче руля высоты (самолет Т у-134): а — шасси и закрылки убраны; б — шасси выпущены, 6 3 = 38°, б щ=40° ш турвал от себя ( « „ < 1 , 8В~ 7 — 7°,5) и самолет незначительно р а з гонялся. З а т е м руль высоты отклонялся вверх на 8— 9°, з а д е р ж и вался в этом положении 1,5 сек и при наступлении свали ван ия с а молета пилот отклонял ш турвал от себя (руль высоты вниз). М а к си м альн ая перегрузка состав л ял а 2,7— 2,8. При выводе самолета на углы атаки более 10— 11° (су = 1 , 0 — 1,2) в диапазоне чисел М = 0 ,6 —0,82 сры вная тряска возникала при п у = 1,9— 1,5, при этом на ш турвале появлялись небольшие подергивания перемен ного зн ака. С валивание сам олета начиналось с (о.>; = 0,15—0,2'/сек, 259 а угол крена не превыш ал "у= 15—20°. В области интенсивной тр я с ки эффективность элеронов сохр анял ась нормальной по зн аку и достаточной для п арирования и устранения крена. В области д о стигнутых углов атаки и перегрузок сохранялась продольная ус тойчивость самолета. Я вления подхваты вания не наблю далось, т а к ж е не отмечалась потеря эффективности руля высоты. При от даче ш тур в ал а от себя быстро уменьш ались угол атаки и пере грузка, п р е к р а щ ал ас ь тряс ка и самолет в о зв р а щ ал с я к исходному реж им у полета. При даче руля высоты в случае посадочной конфигурации (см. рис. 153, б) никаких особых отличий в поведении самолета не отмечалось, он без зап азд ы в а н и я следовал за рулем высоты, при «•„=■1,5— 1,7 составляла 0,09— О .П ’/се/с, колебания относительно продольной оси были незначительными. По м атери ал ам летных испытаний самолета Ту-134 на больших угл ах атаки бы ли построены кривые д ля значений угла атаки и ко эффициента подъемной силы (рис. 154), соответствующие возник новению предупреж даю щ ей тряски; попаданию в вертикальный индикаторный эффективный порыв 10 м/сек*; сваливанию и т. д. а) б) ./ / / ^ X ^ ч X \ X ч Xч ч X \ 4 Х 15 X 1,00 5 10 !1 1 / i “'ос- < ЗЗоп X --- 3 ' ч ' ч 3 0,75 '^ '2 ъ \ У; п \ \ 0,50 0,6 0.7 0,8 Рис. 154. Зависимость х ар ак терных углов атаки (а) и коэф фициентов подъемной силы от числа М полета для самолета Ту-134 (б): 'N N "\ > \ \ \ ч М 5 1 — возникновение предупреж даю щ ей тряски; 2 — попадание в вертикальный и н д и к а т о р н ы й эффективный 'порыв 10 м/сек; 3 — свал и ван и ем = 0 ,1 1/сек; 4 - W i 3lb - 18 м/сек ; 5 — неустой чивая работа двигателей; 6 — максимально достигнуты е углы атаки 260 Н а рис. 154 д л я сравнения нанесены значения а г.п и сУг „при полете са м ол ета Ту-134 на высоте 11 км с весом 42 ООО кГ. Исходя из поведения самолета, характери сти к его устойчивости и у п р ав ляемости на больших угл ах атаки з а допустимые углы атаки (л д о п ) и значения коэффициента подъемной силы сУд0П были при няты величины, получаю щ иеся при воздействии на самолет верти кального индикаторного эффективного порыва 10 м/сек. При этом а доП на крейсерских р еж и м ах полета на 1— 2° меньше угла атаки н ачала св ал и в ан и я (о>зг = 0,1 ‘/се/с). Следует отметить, что д ля самолета Ту-134 достижение а тр не изменяет характеристики продольной устойчивости и у п р ав л я е мости. Д л я самолетов первого поколения в балансировочной кривой ' frB=: f( cy) имеется перегиб, с некоторого угла атаки балансировоч ная кри в ая имеет наклон (вверх слева н ап р ав о ). Рассмотрим дви ж ени е такого сам о л ета при выходе на боль шие углы атаки (су ’> с У110п) , когда пилот вм еш ивается в у п р ав л е ние самолетом. П редполож им, что в результате воздействия мощного восходя щего порыва (а в испытательном полете в результате создания пе регрузки) самолет вышел на су > с Уп0ЛХ (см. рис. 142). В гл. II отмечалось, что превышение сУдоп мож ет иногда приводить к н ар у шению продольной устойчивости сам олета, когда наступает так •называемый подхват — непроизвольное прогрессивно нарастаем ое кабри рован ие са м олета после достижения допустимого угла атаки. Угол атаки, при незначительном превышении которого н ач ин а ется подхват, н азы вается углом атаки п одхвата (соответствен ное название получили коэффициент су и перегрузка, при пре вышении которых начинается п одхват). Если в момент подхвата пилот отклонит руль высоты вниз на величину бщ, то к моменту достиж ения у гл а атаки a i ( c v ), д л я ко торого бВ1 яв л яе тся балансировочным отклонением, дальнейшее увеличение угла атаки прекратится и са м олет на угле атаки ai окаж ется сб ал ан си р ован н ы м и будет сохранять достигнутый угол. Равновесие сам олета в этом криволинейном полете при n v> 1 будет неустойчивым: малейш ее увеличение перегрузки будет со * По Н Л Г СССР требуется, чтобы на рекомендованных для эксплуатации реж имах крейсерского полета, набора и снижения самолет не выходил за пре делы допустимого (непревышаемого в условиях нормальной экплуатации) значе ния коэффициента подъемной силы (с у доп) при воздействии на него вертикаль ного восходящего порыва, имеющего скорость 1 ^ г 9ф = 1 0 м/сек, и не сваливался под действием наибольшего по интенсивности порыва. Кроме того, предъявляет ся требование, чтобы в случае попадания самолета при полете на крейсерском (Режиме в вертикальный порыв К7/ Эф ^ 18 м/сек не возникало подхватывания самолета, т. е. самолет долж ен без вмеш ательства пилота в управление возвра щ аться к исходному балансировочному режиму. 261 провож дать^я стремлением самолета еще больше уйти в сторону больших углов атаки. Д л я возвращ ения самолета в исходный ре. ж и м полета в распоряж ении пилота остается зап ас руля высоты Лбв, . Ч е м больше отклонит пилот вниз руль, тем с большей угло вой скоростью т а н г а ж а самолет начнет уменьшать угол атаки, т. е. тем быстрее перегрузка стремится уменьшиться. Н аименьш ее з н а чение Д б в т!п, ка к это видно из приведенной балансировочной кривой, получается при достижении самолетом в процессе под хваты вания такого угла атаки, при котором потребное для б а л а н сировки отклонение ш ту р в ал а от себя будет наибольшим. Не долж но быть такого положения, когда потребное для б а лансировки отклонение руля высоты вниз о каж ется больше р ас полагаемого с учетом деф орм ации проводки. Иначе нельзя с б а л а н сировать самолет, и пилот будет лишен возможности возвратить его в исходный реж им полета. Н а рис. 142 видно, что при более передней центровке (25% САХ) зап ас руля высоты больше. При передних центровках в исходном реж им е балансировки ш турвал управления приходится у д е р ж и вать отклоненным больше на себя, чем при задних центровках, и, следовательно, за п а с руля высоты до наибольшего отклонения вниз увеличивается. В процессе летных испытаний самолетов, не имеющих бустерного управления, было отмечено, что после вывода самолета на большие перегрузки для п арирования кабрирую щ его момента не обходимо п риклады вать к ш турвалу усилие 80— 100 кГ. Это уси лие деформирует элементы проводки управления и из-за в озн и ка ющих упругих деф орм аций об щ ая длина проводки сокращ ается. При этом полное отклонение ш тур в ал а от себя сопровождалось неполным отклонением руля вниз. З а п а с руля высоты для у п рав ления самолетом в этом случае создается разгрузкой проводки с помощью три м м ера руля высоты. П ри отклонении триммера р>ля высоты уменьшаются ш арни р ные моменты и за счет разгрузки проводки управления могут уве личиваться распол агаем ы е отклонения руля высоты. В процессе летных испытаний одного из самолетов на больших углах атаки было обнаруж ен о следующее. При выходе на большие углы атаки в зоне элеронов начинался срыв. Это приводило к т а кому изменению ш арнирного момента элеронов, при котором оба элерона отклонялись вверх примерно на 2— 4°. Такое явление на зы вается всплыванием элеронов. По своему эффекту оно равноцен но дополнительному отклонению руля высоты вверх, так как вызы вает дополнительную потерю подъемной силы на концевой части крыла, где несущие средства и т а к ухудшены срывом. В с п л ы в а н и е элеронов усугубляет продольную неустойчивость самолета со стре ловидным крылом на больших углах атаки и д ел ает более резким подхватывание самолета. Рассмотренные в § 3 гл. Ш конструктивно-аэродинамические мероприятия улучш аю т характеристики устойчивости по п е р е г р у з ке са м олета со стреловидным кры лом на больших углах атаки. 262 г На самолете Т у -154 уменьшение всплывания элеронов достиг нуто за счет располож ения рулевого привода (Р П ) непосредст венно у самого элерона. Д руги е самолеты имеют фиксацию в по лете внешней части элеронов с помощью специальных механиче ских устройств. Уменьшением общего р а зм а х а элеронов пытаются снизить всплывание элеронов. П ереход на гидроусилители исклю чает упругие деформации проводки управления, способствующие «всплыванию» элеронов. Срывные характеристики самолета с Т-образны м горизонталь ным оперением (высокое расположение стаби л и затора) и д в и га телями в хвостовой части ф ю зел я ж а имеют характерн ы е особен ности. Если у самолетов с н изкорасполож енны м стабилизатором (Ту-104, Tv-124) большие углы скоса е создаю тся непосредственно перед срывом, а после наступления сры ва скос потока ср азу исче зает, вы зы вая увеличение угла атаки и подъемной силы стаби л и затора (аг. о ~ о с Кр), т. е. увеличение пикирующего момента, то у самолетов с Т-образны м горизонтальным оперением после срыва потока с к р ы л а вихри от ф ю зел я ж а, спутная струя от кры ла, гон дол и пилонов двигателей попадают на горизонтальное оперение (рис. 155, а). К огда горизонтальное оперение попадает в след от кры ла (рис. 155, а, поз. / ) , распо л агаем ы й момент на пикирование исчезает и на самолет действует кабрирую щ ий момент. К огда же горизонтальное оперение оказы вается ниж е зоны сорванного по тока, что происходит при очень большом угле атаки (рис. 155, б, поз. / ) , создается значительное сопротивление и появляется пики рующий момент. Угол атаки, при котором т г са м олета становится равным нулю после изменения от положительного значения до от рицательного (см. рис. 136, а. точка Г ) , характери зует режим глубокого сваливания сам олета (продолж ительно дей ствующий кабрирую щ ий момент). И сследовани я показали, что с помощью отклонения руля высоты не всегда можно добиться, что бы т 2 принимал отрицательное значение, при котором самолет не входил бы в р еж им глубокого сваливания. В так их случаях рассматривается применение других средств (например, то л кат е лей, подф ю зеляж ны х щитков и т. д.) Т о л кател ь (система отдачи) работает от датчика углов атаки и создает на колонке ш тур вал а усилие на пикирование при угле атаки, близком к a CB- С о зд а в а е мое усилие выбирается так, чтобы пилот при необходимости мог его преодолеть. Д л я предотвращ ения заб роса перегрузки т о л к а тель оборудуется специальным устройством, имеющим гироскоп, который в зависимости от угловой скорости входа в срыв ограни чивает н арастание углов атаки. У некоторых самолетов с Т-образны м оперением (самолеты Ту-134 и 134А, 154 и Ил-62) при выходе на большие углы атаки пикирующий момент возникает за счет увеличенного р а з м а х а ста билизатора, когда его концевые участки выводятся из зоны спутной СтРУи от кры ла и особенно гондол и пилонов двигателей (рис. 155, в ) , т. е. из зоны «аэродинамической тени». Н апри м ер, у 263 Рис. 155. Спектры обтекания самолета с Т-образным оперением после срыва потока: а — угол атаки на 3° больше срывного; б — угол атаки на 18° больше срывного; 1 — сп утн ая стр у я от к р ы л а; 2 — сп у тн ая стр у я от гондол и пилонов в — с а м о л е т Ту-134 н а б о л ь ш и х у г л а х а т а к и дви гателей ; сам олета Ту-134А б о ль ша я часть горизонтального оперения нахо дится вне зоны возмущенного потока при выходе сам олета на большие углы атаки. Зн ач и тел ьн ая часть руля высоты, н ахо д я щ а яся в невозмущенном потоке, сохраняет эффективность на с а мых больших углах атаки (18— 13°) и способна создать пикирую щий момент, необходимый для перевода самолета на малы е углы атаки. 264 § 12. ВЕРТИКАЛЬНЫЕ ПОРЫВЫ. ДОПУСТИМОЕ ЧИСЛО М КРЕЙСЕРСКОГО ПОЛЕТА Выше отмечалось, что при наличии атмосферной турбулентно сти интенсивные вертикальны е порывы воздуха вызы ваю т большие продольные и боковые колебания самолета. Горизонтальные со ставляю щ ие порывов ветра обычно не оказы в аю т существенного значения на движ ение самолета. Так, например, горизонтальные порывы ветра скоростью до 6 — 15 м/ сек у современного самолета, летящего со скоростью 200— 250 м/сек, вызовут небольшую пуль сацию скорости и создадут незначительные перегрузки, в то время как аналогичные вертикальны е порывы создадут приращ ение пе регрузки в 10— 15 р аз больше. При встречном порыве перегрузка имеет з н ак плюс (эки п а ж и пассаж и ров п ри ж и м ает к спинке крес л а) при попутном — зн ак минус (эки п а ж и п ассаж и ро в отрывает от опинки к р е сл а). Д л я оценки действия вертикального потока воздуха на крыло самолета служ и т т а к н а зы в а е м а я скорость эффективного порыва. Индикаторный эффективны й порыв №\-Эф несколько больше дей ст вительного индикаторного порыва (замеренного в конкретных ус ловиях), т а к к а к в атмосфере вследствие влияния вязкости возду ха отсутствуют резко ограниченные верти кальн ы е потоки воздуха. Всегда имеется переходная зона, в которой скорость вер ти кал ь ного потока меняется от 0 до какого-то значения ^ - ЭфР азн ы е сам олеты с присущими им особенностями аэродин а мики по-разному реагируют ни один и тот ж е порыв. Обычно для самолетов со стреловидными кры льями ( х = 3 0 —35°) принимают ^ з ф = 1 ’П ^ . Расчет скорости эффективного водят по формуле вертикального порыва произ ^ ■ , ф = В = 1л 1 V i ^ где Д а — прирост угла атаки в ради ан ах, отсчитанный от угла атаки в горизонтальном полете; V\ — индикаторная скорость самолета. П редполож им, что пилот не вмеш ивается в управление, и руль высоты з а ж а т в исходном балансировочном положении. Р ассчи таем скорость порыва №/эф выводящ его самолет Ту-134 на сУдоп. П олет происходит при с Уг п = 0,35 и а = 3°, М = 0 , 7 5 на высоте 10000 м. П ри этом сУдоп = 0 , 7 1 5 и а доп= 7 0,2. Н аходи м : прирост угла атаки Д с с = 4 0,2 или 0,073 рад, и нди каторн ая скорость V{ — = 4 7 5 к м / ч = 132,0 м/ се к; №,1эф = 1,11 ^ Д с с = 1,11-132-0,073 = = 10,7 м/сек. Эффективный индикаторный вертикальный порыв, соответству ющий максимально достигнутым у гл ам атаки, сваливанию, т р яс ке и т. д., подсчитывается по этой ж е формуле, только прирост уг265 ла атаки Д а берется от а г.п до соответствующего значения «. Н а рис. 156 представлен график зависимости вертикального по ры ва от числа М. са м олета Ту-134. К ак видно из рисунка, м а к симальные достигнутые углы атаки (не вызываю щие появле ние подхвата) соответствуют воздействию на самолет инди ка торного эффективного порыва 26— 22 м/сек на Н = Wi эф = 11 000 м при G = 42 ООО кГ в диапазоне скоростей, соответ ствующих числам М = 0,7— 0,82 (самолет при этом имеет удовРис. 156. Зависимость эффектив- летворительные характеристики ного индикаторного вертикального по- устойчивости и у п р а в л я е м о с т и )1. рь:ва для самолета Ту-134 от числа П р ^ г несоблюдении рекомендуеМ полета ( # = 1 1 к м , (7 = 42 Г ): 1 ^ к ^ мых предельных высот полета 1 — соответствующ ий появлению тряск-': -I ^ 2 — соответствующ ий су д о п ; 3 — соответ- ствующий началу сваливания самолета: 4 — соответствующий неустойчивой ра боте двигателей; 5 — соответствующий макс;:мально достигнутым углам атаки м еН Ь Ш П Й ведет ПО В еЛ И Ч И Н в С ЗМ О Л 6 Т П О р Ы В ВЫ - На ССдоп("^улП )• ^ дои О О Ы Ч Н О В Н вК О ТО рО М Д И а п а З О - не чисел М полета за п а с по вертикальному порыву (для опреде ленного веса самолета и высоты полета) максимальный. К а к сл е дует из рис. 156 это соответствует М = 0 , 8 — 0,82. Поэтому м акси мально допустимое число М (предельное) горизонтального полета может выбираться так ж е исходя из достаточно большого запаса по вертикальному порыву в соответствии с балансировочными кри выми бв= / ( М ) д ля д иапазона, где сохраняю тся устойчивость самолета по скорости. Н апример, д ля самолета Ту-134 М пред = 0,82 и во всем летном диапазоне скоростей самолет устойчив по скоро сти и имеет зап ас по порыву. § 13. ДОПУСТИМЫЕ ПЕРЕГРУЗКИ ПРИ ПОПАДАНИИ САМОЛЕТА В ВЕРТИКАЛЬНЫЙ ПОТОК Кроме вертикальных порывов воздуха, самолет мож ет быть подвергнут действию продолжительных восходящих и нисходящих потоков воздуха, которые вызы ваю т большие, не зависящ ие от пилота вертикальные перемещения самолета. 1 Расчет показывает, что на высоте 11 000 м и М = 0,8 при ОПОл = 4 2 000 кГ ( 1Л=462 к м / ч = 128 м/ с е к) величина Я/,-Эф, соответствующая максимально до стигнутым а , составляет 26,3 м / с е к для данного полетного веса а гп = 3°.7: ашлх = 14°,3; Д а=10°,6, или 0,135 '/сек. Тогда №',■ э ф = 1,11 • 128 . 0,185 = = 26,3 м/сек. 266 В установивш емся горизонтальном полете сумма вер ти кал ь н ы х сил, действующих на самолет, р авн а нулю, а перегрузка р а в на 1: Y Пу - -Q - . 1. При воздействии вертикального порыва на самолет происходит быстрое приращение угла атаки, а следовательно, и подъемной силы. Все это вызовет вертикальные и угловые перемещения с а молета, что в свою очередь снова повлияет на величину угла ата) 'w Y + \у ки. В этом случае перегрузка составит ti\y= -q~— ----- q— . , = 1 + Ля. П риращ ение перегрузки А п происходит вследствие суммарного приращения угла атаки от воздействия вертикального порыва и от углового перемещения самолета, вызванного этим порывом. В е личину перегрузки, действующей на самолет, в этом случае можно представить следую щим вы раж ением: Y + ЛУ Vi Wi Y \v к, «v,= -д = GiS где с* — тангенс угла наклона cy — f ( a) (градиент нарастан ия ко эффициента су при изменении угла атаки a ) ; V*— индикатор ная скорость самолета; W i — индикаторная скорость вер ти кал ь ного порыва; к — коэффициент, характеризую щ ий нарастание вертикального порыва (к = 0,85— 0,95) (знак «плюс» относится к восходящему, а зн ак «минус» — к нисходящему порыву). Как. видно из формулы, перегрузка, действую щ ая на самолет, зависит от скорости полета и интенсивности вертикального поры ва. Полеты скоростных самолетов на больших высотах показали, что при попадании в вертикальный порыв возни каю щ ая перегруз ка n w по своей величине гораздо меньше п :,Утах, но у ж е при этом появляется срыв потока на крыле, который может привести к с в а ливанию самолета. Иногда сваливанию предшествует большой кабрирующий момент, под действием которого самолет набирает высоту и теряет скорость. Поэтому ограничения по перегрузкам идут по двум линиям: по линии аэр од и н а мики, т. е. по су Л0П> и по линии прочности- самолета, т. е. по м аксимальному коэффициенту эксплуатационной перегрузки Путах ( ° бычно 2,5—3,5). Значения допустимых перегрузок 0,6М . (по началу тряски) для с а м о лета Ту-134 показаны на рис. Рис. 157. График предельно допу 157. На высоте 10 000— стимых перегрузок при вертикальном 11 000 м и М = 0 , 8 - 0 , 8 2 л „ доп маневре самолета Ту-134 (по началу тряски) в зависимости от Я и числа М составляю т 1,6— 1,9. 267 § 14. АВТОМАТ УГЛОВ АТАКИ И П Е Р ЕГ РУ З К И По Н Л Г С С С Р при приближении самолета к критическим у г л ам атаки при любой его конфигурации долж ны возникать з а м е т ные д ля пилота естественные или искусственно созданные отчет ливые предупредительные признаки (подергивание рычагов у п р а в ления, т р я с к а или колебания самолета, звуковые и световые сиг налы и т. п .) . Поэтому, если естественные предупредительные признаки нечетко вы раж ен ы (сла б а я т р я с к а ), для пред упреж д е ния пилота о приближении к скорости свал и ван ия (самолеты Ту-134, Ил-62, Ту-154 и др.) устанавли ваю тся автоматы угла атаки, скольж ения и перегрузки — АУАСП (при неработаю щ ем ка н а л е с к о л ь ж е н и я )1, имеющие световую сигнализацию. С игнализация автом ата д о л ж н а с р а б а ты в ать при скоростях полета, превыш аю щ их скорость свал и ван ия (обычно на 15— 2 0 % ). В полете с помощью АУАСП определяется угол атаки са м о л е та для данного числа М полета, значение вертикальной п ерегруз ки, значение критического угла атаки в зависимости от числа М полета. Н а рис. 158, а п о казан внешний вид у к а за т е л я УАП (у к а затель углов атаки и перегрузки) самолета Ту-134. В левой по ловине имеется ш к ал а углов атаки. С трелка 1 п оказы вает текущее значение аг.п по УАП, а сектор 2 — критические углы атаки, соот ветствующие срабаты ван и ю сигнализации автомата. П р а в а я поло вина прибора имеет ш к ал у перегрузок 3, на которой отмечена ее предельная величина исходя из прочностных ограничений — 2—2,5 Рис. 158. Зависи мость характеристик сра баты вания АУАСП от числа М и график з а висимости угла атаки самолета от угла атаки по У А П : / — стрелка текущ их углов атаки; 2 — подвижной сектор критических угл о в ; 3 — сек тор опасных перегрузок; 4 — стрелка текущ их перегрузок; 5 — мигающая лампочка п редупреж даю щ ей сигна лизации; б — немигаю щая лампа сигнализации а кр» 7 — мигаю щ ее табло; S — немигающ ая лампа сиг нализации опасных Пу ; 9 — а доп самолета; 10 — углы атаки срабатывания сигна лизации ^критические); / / — максимальные значения « г> п по У А П ; 12 — а Сраб на взлетно-посадочных реж им ах 1 Кроме того, установка АУАСП необходима д л я своевременной сигнализа ции в связи с резким характером сваливания на малых высотах ( а х > 0 , 5 ' / с е к ) . 268 д ля пассаж ирских и транспортных самолетов. С трелка 4 п о к азы вает текущую перегрузку. Н астро й ка подвижного сектора 2 осущ ествляется чащ е всего по углу атаки н ач ал а тряски и обозначается а кр (срабаты вание сигнализации). С р аб аты ван и е сигнализации по а кр происходит при а, меньших а доп. При достижении самолетом ограничения либо стрелка текущих углов атаки п риб ли ж ается к нижнему обрезу сектора критиче ских углов атаки, либо стрел ка перегрузок — к отметке п редель ной величины. П ри этом вы дается предупреж даю щ ий сигнал — з а горается одна л а м п а на приборе (рис. 158, а, поз. 5) и две на табло (раздельно по а кр и п улои в зависимости от того, по к а кому п арам етру достигнуто ограничение). При загорании у к а з а н ных л ам п мигает л а м п а т аб л о «Внимание». УАП позво л яет пилоту в любой момент времени при пилотиро вании визуально н аб лю д ать текущий угол атаки и текущую перегрузку и их за п а с вплоть до ограничения. З н а я такой запас, пи лот может, например, правильно установить интенсивность ввода самолета в экстренное снижение и вывода из него. М еж ду истинными углам и атаки са м олета и аудп сущ е ствует зависимость, п редставлен н ая на рис. 158, б (особенность настройки А У А С П ). Н астро й ка ав то м ата выполняется отдельно д л я срабаты в ан и я в полете с убранной механизацией и при выпущенных за к р ы л к а х на взлете и заходе на посадку. В полетном реж им е (закры лки у б раны) ср абаты ван и е по а кр происходит при достижении углов атаки на 1,4— 2° меньше допустимых углов. Н априм ер, д ля Ту-134 в полете при М = 0 , 8 (G = 42 000 к Г и Я — 11 км) а = 3 ° , 7 , ему со ответствует а у д п = 2°; а Д0п = 6 о,5 по УАП, но у ж е при д ости ж е нии а крИт = 5° стрелка текущ его у гл а атаки и критический сектор совместятся и сработает сигнализация. От момента сра б а ты в ан и я АУАСП до выхода на суД0Г1 за п а с по скорости составляет 40— 50 км/ч, а до свали ван ия 60— 70 км/ч. П ри выпуске зак р ы л ко в для взлета и посадки на том ж е самолете настройка ср абаты в ан и я по углу атаки составляет 9°,5. Н апри м ер, д ля посадочного веса 40 000 к Г при б3= 3 8 ° полет на скорости 270 км/ч по прибору соответствует су= 1 и а г. п = 3 , 0 —3°,9 по УАП. Д л я с р а б а т ы вания сигнализации критического угла атаки ( ~ 9 ° , 5 по УАП) с а молет д олж ен заторм озиться до F np — 215—220 км/ч. Эта скорость несколько ниж е посадочной д л я рассм атриваем ого веса. Обычно АУАСП начинает раб отать только после отры ва п е р е д ней ноги шасси. П ри этом он вклю чается на взлетно-посадочный режим и подвижной сектор (а кр) прибора УАП у станавл и в ается на цифру 8—9°. После уборки зак р ы л ко в АУАСП переклю чается (автом атиче ски) на полетный режим. При этом подвижной сектор начинает перемещаться в зависимости от числа М. П ри выпуске зак р ы л ко в автомат снова переклю чается на взлетно-посадочный режим. 269 Г л а в а XI V БОКОВОЕ РАВНОВЕСИЕ, СТАТИЧЕСКАЯ УСТОЙЧИВОСТЬ И УПРАВЛЯЕМ ОСТЬ § 1. О БЩ И Е С ВЕДЕН И Я Д ви ж ени е самолета, вызванное совместным действием боковои силы Z и моментов крена М х и ры скания М у, принято назы вать боковым, а устойчивость и управляемость в этом движении соот ветственно боковой устойчивостью и боковой уп р авл яем остью 1 самолета. Ч а щ е всего движения ры скания и крена р ассм атриваю т совме стно, т а к ка к они тесно связан ы меж ду собой. Боковы е аэродинамические силы и их моменты (правило з н а ков сил, моментов и отклонения органов управления см. в гл. X III) возникают только в том случае, если полет самолета проис ходит со скольжением, т. е. когда угол скольжения (3 не равен ну лю. С кольжение са м олета может проявиться непосредственно или ка к следствие крена. Н аруш ение р еж и м а полета по крену может произойти под действием порыва ветра, непроизвольного отклоне ния ш турвала, ошибки пилота и т. д. Н а рис. 133, а показано, как под действием вертикального поры ва ветра самолет, летящий горизонтально и прямолинейно, н ак р е нился на левое крыло. Вследствие крена самолета возникнет проекция силы веса G на горизонтальную плоскость, которая в начале р ас см атр и в аем о го движ ения ничем не уравновеш ена. П од действием этой силы ( G z) самолет получит некоторую дополнительную скорость д ви жения вбок, так что движение непосредственно вслед за креном самолета будет происходить со скольжением. Н а рисунке показан самолет, летящ ий со скольжением на левое крыло. С появлением угла скольжения р возникнут боковые силы, которые создадут моменты относительно осей ох и оу. При скольжении у впереди идущего полукрыла подъемная сила увеличится, а у отстающего полукрыла уменьшится, вследствие чего возникнет момент крена. Если при нарушении поперечного равновесия самолета возни к ает момент крена, восстанавливаю щ ий нарушенное равновесие, самолет считается статически устойчивым в поперечном отно шении. Точно так ж е самолет считается статически устойчивым в путе вом отношении, если после наруш ения путевого равновесия у него возникает восстанавливаю щ ий момент. 1 Л ы с е н к о Н. М. Динамика ского, 1967, 640 с. 270 полета. Изд. ВВИА имени Н. Е. Ж у к о в .. Момент крена М х записы ваю т в следую щем виде: " M x = mx S l q , ‘где т х — коэффициент момента крена; I — р азм ах крыла. М омент ры скания или путевой момент равен М у = т,у Sl q, где т у — коэффициент момента рыскания. Б о к о в ая сила Z появляется вследствие перераспределения аэр о динамической нагрузки на боковых поверхностях ф ю зе л я ж а и в ер тикального оперения, вызванного наличием скольжения. Боковую силу Z, являю щ ую ся проекцией полной аэрод ин ам и ческой силы на поперечную ось oz, записы ваю т в следующем виде: Z = cz Sq, где cz — коэффициент боковой аэродинамической силы. В преде л а х плавного обтекания коэффициент сг линейно з а в и сит от р и бн. Точкой приложения боковой силы яв л яе т ся боковой фокус, который в общем случае не совпадает с центром тяж ести самолета. Поэтому боковая сила может создавать одновременно моменты М х и М у. § 2. БОКО ВО Е РА ВН О В ЕС И Е Д л я того чтобы самолет находился в боковом равновесии, не обходимо, чтобы сум ма моментов относительно осей ох и оу, а так ж е сум ма проекций сил на ось oz были равны нулю. Р ассмотрим боковое равновесие самолета при прямолинейном полете со скольжением (это мож ет иметь место при полете с не симметричной тягой, при устранении сноса и т. д.). Определим отклонения руля нап равлен ия и элеронов, потреб ные для обеспечения прямолинейного полета со скольжением. Вследствие скольжения на самолет будет действовать боко вая сила Z, п рилож енная в боковом фокусе, возникнут моменты крена и рыскания. Момент М х будет стремиться накренить сам о лет в сторону отстающего кры ла и для его уравновеш ивания по требуется отклонить элероны и создать уравновеш иваю щ ий мо мент. В осстанавливаю щ ий момент ры скания будет стремиться устранить скольжение и д л я того, чтобы сохранить заданны й угол скольжения, необходимо отклонением руля направления создать равный момент, но обратного знака. Отклонения руля нап равлен ия и элеронов балансирую т момен ты, а для у равновеш ивания сил вдоль оси oz необходимо н а к р е нить самолет так, чтобы боковая сила Z уравн овеш и валась состав ляю щей веса O siny. Н а рис. 159 показаны балансировочные кривые отклонений э л е ронов, руля направления и усилий на п едалях и ш турвале в зави271 Элерон ы Руль мапраблшия симости от угла крена для прямолинейного по лета со скольжением на разн ы х высотах д л я оп ределенных скоростей по лета. П ри ан али зе б а лансировочных кривых отклонений рулей в п р я молинейном полете со скольж ением обращ аю т внимание на достаточ Рн,нГ ность рулей и на х а р а к ч -ч ‘n тер изменения отклоне 'S \ ния рулей. Х арактер из N балансировоч 'l г менения ных отклонений руля н а правления и элеронов, У с 1 Р '. 3 показанны й выше, счита \ ется правильным и соот -50 ветствует привычному для пилота характеру управления. П ри сколь V \ 50 \ жении на левое крыло .необходимо отклонять \ ш турвал влево, а руль 0 \ Г -з \ направления вправо \ V * (правую педаль впе ред). П о BCAR, напри мер, требуется произво -5 0 \ дить оценку б ал ан си р ов ки (управляемости) с а Рис. 159. Балансировочные кривые от клонений элеронов, руля направления и молета _при выполнении усилий на педалях и штурвале, хода пе скольжений ка к в полет далей и ш турвала по углу крена у для ной конфигурации (63= 0 ) , прямолинейного полета со скольжением так и с отклоненными на (по летным испы таниям ): / — Я = 10 000 м , кпр = 540 ^-550 к м / ч , 83 = 0”, разны е углы за к р ы л к а Д 5Э ДРэ ми. В полетной конфигу —— = — 0, 44; = — 1,6к Г /г р а д ; 2— //= 2 0 0 0 м , Ду Дт рации скольж ение д о л ж 83 = 38°, 8Щ = 40°, У„р = 270 км /ч; 3 ~ полет с но производиться до тех выключенным левым двигателем, / / = 2000 м , v пор, пока усилие на пе д а л я х будет не более 75— 85 кГ*, а с отклоненными зак ры л кам и вплоть до полного отклонения руля направления. П ри правильной реакции сам олета на скольжение усилия на пед ал ях долж ны воз растать с увеличением угла отклонения, не долж но быть падения усилий и обратных усилий. Кроме того, не допускается уменьше- \ * Д л я самол'етов с Т-образным оперением обычно отклонения руля направ ления на углы более 7,5° в крейсерском полете ограничиваются специальным загруж ателем (см. § 9 этой главы ). 272 Рис. 160. Зависимость отклонений руля направления и элеронов на 1° крена, коэффициентов расхода усилий на п едалях и элеронах на 1° крена, полученных из координированных скольжений в горизонтальном полете от скорости полета самолета Ту-134А ние угла скольж ения (крена) по мере отклонения педалей. При правильном хар а ктер е изменения отклонений рулей производные Д Д8н и по углу крена -ду- и определяемы е д ля к а ж д о й конкрет ной скорости полета, д о лж н ы быть отрицательными, зависимость этих производных от скорости полета п о к аза н а на рис. 160, а. § 3. УС И Л И Я ОТ Э Л Е Р О Н О В И РУЛЯ Н АП Р А В Л Е Н И Я . БАЛАНСИРОВОЧНЫЕ КРИВЫЕ Боковое равновесие сам о л ета обеспечивается соответствующим отклонением руля нап равлен ия и элеронов. Н а органы уп р ав л е ния действуют ш арнирные моменты М Шз и М Шн. Усилия на ш тур в але и разность усилий на п едалях определяю тся так: Р 3 = — Л’шэ -^ша; Р Н — —К ш и М Шн. П о аналогии с рулем высоты шарнирный момент элеронов можно зап и сать ка к Мшэ = ^ ш э S? b ъЯ* где отШэ — коэффициент ш арнирного момента элеронов (б е зр а з мерны й); 5 Э— площ ад ь одного элерона; Ьэ — средняя хорда элерона, п ерпендикулярная оси вращ ения. 273 В пределах плавного обтекания коэффициент шарнирного момен та элеронов при неизменном положении аэродинамического тр и м мера определяется (по аналогии с рулем высоты) следующим в ы ражением: = т шэ 8э + т ^ а. Производные коэффициента шарнирного момента по углу откл о нения элеронов обычно составляю т = — (0,0005ч-0,0008),а по углу атаки т ’ш в 3— 5 р аз меньше. П ока элероны нейтральны и углы атаки правого и левого полукрыльев одинаковы, ш арн и р ные моменты, приходящ иеся на правый и левый элерон, взаим но уравновешены в проводке управления и на ш ту рвал не действуют усилия. К ак только элероны отклоняются (один — вверх, д р у гой — вниз), на ш турвал приходит алгебраи ческая разность ш а р нирных моментов, действующих на правый и левый элероны. Коэффициент передачи от ш ту рвал а к элеронам определяется следующим образом: _ Шэ Мз 1 Дсршт R m r' где Дбэ — угол отклонения элеронов, град; Дфшт — угол в р а щ е ния ш турвала управления, град; Я шг — радиус ш ту р в а ла, м. Н апример, д ля самолета Ту-134 Дбэ = ± 2 0 ° ; ДфШт = = ± 1 2 5 °; / ? ш т = 0,19 м, тогда Д»э ,Сшэ ~ 1 20 п 0/1- Дсршт ' /?ш т~ 125-0,190 ~ При известном моменте (М Шз) и кШэ определяется усилие Р э. К ак и для руля высоты длительно действующие нагрузки на штурвале от элеронов уменьш ают отклонением триммеров (при системе уп равления самолета без бустеров). Угол отклонения триммеров элеронов для сам олетов Т у -104, Ту-134 составляет ± ( 3 —4°), а скорость перекладки 0,4— 0°,8 в се кунду. Эффективность триммеров элеронов (усилие, приходящ ее ся на 1° отклонения) подбирается для этих самолетов в пределах 3— 12 к Г для УПр = 300ч-600 км/ч. Поэтому при непроизвольном срабаты ван и и электромеханизм ов и отклонениях триммеров в крайнее положение в крейсерском полете на ш турвале возникнут усилия, которые вполне преодолеваю тся одним пилотом. Усилия от руля направления на сам олетах с гидроусилителем определяются характеристикой пружинного заг р у ж а т е л я (см. рис. 1 77,6). При выключенном гидроусилителе или при его отсутствии усилия на п едалях определяются ка к Рц 274 т шн 8Н5 Нb н ш (]. н 11 N где Шш» — производная коэффициента ш арнирного момента по углу отклонения руля направления, составл яю щ ая д ля п ас саж ирских самолетов — (0,001 — 0,002) с учетом работы флетнера; 5 Н — площ ад ь руля направления, м 2\ Ьн — САХ руля н а правления, перпендикулярная оси вращ ения, м; кш„ — к о эф фициент передачи от педалей к рулю направления, 3 — 3,5 1/м 1 \ Кш » ~ 57,3 ' Хпед Г В полете с о тказавш и м гидроусилителем длительно действующие нагрузки снимаются триммером руля направления, эффективность которого подбирается равной, например, д л я Ту-134 15— 25 кГ/ гр ад на крейсерских скоростях полета Упр= 4 5 0 — 600 км/ч. При угле отклонения три м м ера руля нап равлен ия + З ч - 4 ° и скорости пере кладки 0°,5 в секунду у этого сам ол ета непроизвольное ср а б а т ы вание триммера приведет к его полному отклонению (за 6— 7 сек) и при скоростях 300— 350 км/ ч создаст усилие на п едалях в 25— 30 кГ, а при скоростях 450—600 км/ ч — 75— 100 кГ. Это усилие преодолевается двумя пилотами. Б алансировочны е кривые усилий от элеронов Р 3 и руля н а правления Р я в прямолинейном полете со скольжением при ней тральных три м м ерах д ля разны х высот и конкретных скоростей полета в зависимости от угла крена представлены на рис. 159. К ак видно, х ар а ктер протекания усилий Р э и Р н такой же, к а к для р а с смотренных выше углов отклонения б3 и бш так к а к шарнирные моменты и усилия от элеронов и руля направления линейно за в и сят от угла крена (скол ьж ен и я). П роизводны е по углу крена —- и - ^ 5 “7 J 7 т а к ж е д олж н ы быть отрицательны. Н а рис. 160, б показан х ара ктер изменения по скорости полета производной по усилиям на п едалях ДР н ДРэ и ш т у р в а л е - д —. § 4. БОКОВАЯ СТАТИЧЕСКАЯ УСТОЙ ЧИВО СТЬ Если первопричиной наруш ения бокового равновесия явился крен (см. рис. 133, а ), то за счет неуравновешенной боковой про екции силы веса GZ= G sirvy, приложенной в центре тяжести, т р а ектория будет искривляться, появится скольжение в сторону к р е на, в результате которого возникает поперечная сила Z и момент рыскания. Точно т а к ж е , если нарушение бокового равновесия про изойдет вследствие появления скольж ени я са м олета (см. рис. 133,6), боковая сила Z, п рилож енн ая в боковом фокусе, искрив л я я траекторию движения, обусловит возникновение н есбаланси рованного момента крена М х. Поперечный аэродинамический мо мент М х при наличии поперечной статической устойчивости стре мится накренить самолет в сторону, обратную направлению сколь 275 жения. Таким образом при нарушении бокового равн овеси я с а м о лет начинает одновременно вр ащ а тьс я вокруг осей ох и оу. Д л я простоты понимания боковой устойчивости обычно р а с см атриваю т отдельно устойчивость са м олета вокруг осей ох и оу. Одновременное проявление путевой и поперечной устойчивости х а рактеризует боковую устойчивость самолета. § 5. П О П ЕРЕЧ Н А Я УСТОЙ ЧИВО СТЬ Д л я того чтобы самолет самостоятельно устранял возникаю щий угол крена, необходимо, чтобы при скольжении на впереди идущее полукрыло п оявлялся поперечный момент, вызываю щий вращ ение в сторону отстающего кры ла. Сам крен самолета непо средственно на величину поперечных моментов не влияет. Крен вызы вает скольжение, а последнее у ж е обусловливает появление поперечных моментов. Степень поперечной статической устойчиво сти оценивается величиной производной коэффициента момента Э Ьтх крена по углу скольж ения тх ж ■ . Физически тх определяет величину прироста коэффициента момента крена, когда угол скольжения р изменяется на 1°. У устойчивого в поперечном отношении са м олета при с к о л ь жении на правое полукрыло (положительное скольжение) возни кает отрицательный момент крена, тх <С.0. Величина т х определяется формой кр ы л а и высотой в ер тикального оперения. Д л я стреловидных кры льев без поперечного V обычно получаются большие значения поперечной устойчивости и ее приходится уменьшать, п р и д а в а я кры лу отрицательное попе речное V. При этом ум еньш ается значение момента крена, стрем я щееся вывести самолет из крена. Э ф фект угла поперечного V э к вивалентен различны м по зн аку изменениям местных углов а т а ки правой и левой половин кры л а при скольжении. Т а к ж е степень поперечной статической устойчивости можно изменять установ кой демпферов боковых колебаний (см. гл. XV). Поперечная ста тическая устойчивость изменяется по углам атаки (рис. 161), по числу М (рис. 162), углу скольж ения и т. д . Сильное изменение тх по скорости полета у самолетов со стреловидными к р ы л ь я ми мож ет привести к тому, что в некотором диапазоне чисел М по лета она становится больше нуля и самолет будет поперечно не устойчивым. На зависимость тх = / ( а ) большое влияние о к а зы в ае т механизация кры ла. Увеличение поперечной статической устойчи вости с ростом cv объясняется следующим образом. П ри сколь,жении стреловидного кры ла меняются углы стреловидности полукры льев (рис. 163). Там, где угол стреловидности уменьшается (для правого п о л у к ры л а), несущие качества возрастаю т. К ри в ая зависимости коэффициента cv = f ( a ) д л я этого полукры ла прохо дит выше, чем д л я полукрыла, у которого при скольжении стрело видность возрастает. П о граф ику видно, что при больших углах 276 / / / Од/ атаки (точнее при больших зн ач е ниях су) разность в их значениях для полукрыльев возрастает. П о ) к° этому чем больше угол атаки, тем больший кренящ ий момент с о зд а \ / \ ч ется при скольжении (см. рис. 161). \ 1 В итоге поперечная устойчи 2 вость стреловидного кр ы л а тем вы -0,0025 ше, чем больше угол атаки. Увеличение поперечной стати ческой устойчивости на больших углах атаки отрицательно с к а з ы в а -0,00^5 ется на предпосадочном реж им е и Рис. 161. Зависимость коэф может приводить к ухудшению пи фициента поперечной статической устойчивости от угла атаки: лотаж н ы х качеств самолета, р а с / — самолет без вертикального оп ере качке его по крену и плохим х а ния; 2 — закрылки убраны; 3 — з а крылки отклонены во взлетное поло рактеристикам боковых колебаний. ж ение; 4 — закрылки отклонены в по садочное полож ение Повышению поперечной устой чивости сам ол ета на больших уг л а х атаки т а к ж е .способствует аэродинамическая крутка крыла. Аэродинамические перегородки затягиваю т н ач ал о разви тия кон цевого сры ва и способствуют повы шению поперечной устойчивости са м олета на больших угл ах атаки. При избыточной поперечной устой чивости реакц ия са м о л ета на в о з никаю щее ско льж ени е становится Рис. 162. Влияние числа М на* очень резкой. Он легко отвечает коэффициент поперечной стати ческой устойчивости креном на малые, случайно возникаю щие в полете углы скольжения. С точки зрения пилота т ак о й самолет будет вести себя ка к неустойчивый и получит отрица- Рис. 163. Изменение угла стреловидности крыла при скольжении и влияние скольжения на зависимость су от угла атаки 277 тельную оценку. Самолет долж ен об ла д а ть небольшой поперечной статической устойчивостью с фиксированным и освобожденным уп равлением. § 6. ПУТЕВАЯ УСТОЙЧИВОСТЬ М омент относительно вертикальной оси (момент рыскания) по является вследствие несимметричного обтекания сам ол ета при скольжении. Н орм альн о точка приложения возникающей боковой аэродинамической силы (см. рис. 133, б) находится позади ц. т. самолета, поэтому создается момент М у относительно вер ти кал ь ной оси. С амолет под действием силы Z стремится развернуться подобно флю геру в сторону кры ла, на которое он скользит. С те пень путевой статической устойчивости определяется величиной производной коэффициента момента рыскания по углу с к о л ь ж е ния я Дга» 'п у ~ ^ Г Физически rriy определяет величину прироста коэффициента момента рыскания, если угол скольж ения р изменяется на 1°. У самолета, о б ладаю щ его путевой статической устойчивостью, этот коэффициент отрицателен (рис. 164). Таким образом, при скольжении, например на правое кры ло (положительное Р), по яв л яе тся путевой момент, в ращ аю щ и й самолет вправо, т. е. к оэф фициент тР отрицательный. В ы ступаю щ ая д ал ек о вперед носо вая часть ф ю зе л я ж а современных пассаж ирских самолетов с о зд а ет дестабилизирую щ ий момент рыскания. Потребный стаби л и зи рующий момент ры скания создается соответствующим выбором площ ади вертикального хвостового оперения (килем, форкилем и рулем н аправления) и плечом вертикального оперения. Изменение угла атаки, выпуск механизации незначительно влияю т на путе вую устойчивость пассаж ирских са молетов. В диапазоне чисел М о; 0,2 до 0,9 для дозвуковых п а с с а ж и р ских самолетов степень путевой у с тойчивости практически не меняется (см. рис. 164). «...Увеличение путевой устойчи - 0,0025 L вости, в отличие от поперечной, улучшает стабилизацию самолета в Рис. 164. Зависимость коэф путевой плоскости и поэтому весьма фициента путевой статической полезно...»1. Высокая степень путевой устой устойчивости Оту от числа М по чивости существенно упрощ ает пилета 1 Г а л л а й М. Л. Поперечная и путевая устойчивость самолета. В кн.: Л етчику о практической аэродинамике. П од ред. Г. А. Седова и Л1. Ф. Ребро ва. М., Воениздат, 1961, с. 74—75. 278 дотирование самолета на в и р а ж а х и разворотах, так как предельно облегчает соблюдение т а к назы ваемой координации дви ж ени я, т. е. такого полож ения элеронов и руля направления, когда вектор скорости остается в плоскости симметрии самолета и скольжения не возникает. Д а ж е небольшое скольжение, возникаю щ ее при вво де в крен, вы зы вает у такого самолета сравнительно большой вос станавливаю щ ий момент рыскания, энергично разворачиваю щ ий его в сторону крена, подобно флюгеру, и самолет п род о л ж а ет в р а щение вокруг вертикальной оси с угловой скоростью, которая исключает скольжение при данном крене, т. е. гарантирует выпол нение координированного разворота. Х орош ая путевая устойчивость в какой-то степени уменьшает вредное дестабилизирую щ ее влияние избыточной поперечной ус тойчивости (см. § 5 этой гл ав ы ), т а к к а к чем меньше углы ск оль ж ения, тем меньше и поперечный момент (при -постоянном зн ач е нии поперечной устойчивости), § 7. Х АРА КТЕРИСТИКИ П О П Е РЕ Ч Н О Й УП РАВЛЯЕМ О СТИ Поперечное управление самолетом осущ ествляется э л е р о н а ми, а на некоторых са м олетах элеронами совместно с интерцеп торами. Отклонение интерцепторов (в помощь элеронам см. рис. 174) осущ ествляется сра зу или после того к а к элероны откл он я ются на некоторый угол. В последнем случае исключается работа интерцепторов на тех р еж и м ах полета, когда элероны достаточно эффективны. Такое управление характерн о для самолетов, имею щих большую п лощ адь кры л а ( S — 150— 300 м 2). Часто элероны выполняют разрезны ми, чтобы уменьшить их «всплывание» при срыве потока на кр ы л е1. Элероны обычно отклоняются на угол ± 19-f-20° (вверх и вни з), а угол вращ ения ш тур в ал а равен 120— 125°. В той части крыла, где установлены элероны, относительная толщина и относительная кривизна профиля кры ла небольшие и это позволяет отклонять элероны на одинаковый угол вверх и вниз. Возникающий при этом разворачи ваю щ и й момент (за счет р а зн о сти лобовых сопротивлений полукрыльев с опущенным и поднятым элероном) незначителен д а ж е на больших углах атаки и на пове дении са м о л ет а (разворот вокруг нормальной оси) почти не с к а зывается. Тенденция самолетов со стреловидными кры льями резко реагировать креном на скольжение и устранять кренение (при работе элеронами) значительно изменяет характеристики попереч ной управляемости. Эффективность элеронов снижается из-за пе ретекания пограничного слоя вдоль р а з м а х а кры ла, увеличиваю щего интенсивность сры ва потока на его концах. А эродинамиче ские перегородки, помимо повышения поперечной устойчивости, 1 Разрезны ми называю тся элероны, .состоящие из нескольких секций с р а з дельным управлением хаж дой из них. 279 пред о твращ аю т раннее развитие сры ва потока в концевых сечениях и тем увеличивают эффективность элеронов. Н а рис. 160, а показаны б а л а н сировочные кривые отклонений э л е ронов, руля направления, усилий на ш турвал е и разности усилий на п едалях по углу крена для п р ям о Рис. 165. Характеристика линейного полета со скольжением. пружинного загруж ателя сис В какой-то мере по ним можно темы поперечного управления судить о поперечной устойчи вости самолета. Д л я уп равлен ия самолетом на скоростях з а х о д а на посадку расход элеронов и усилия на ш турвал е больше, чем в р еж им е горизонтального п о л е т а/ Н априм ер, при Vnp = = 270 к м/ ч д ля создания крена в 2° при скольжении расход эл е р о нов составляет 3°,1, усилие Р э= 5 , 7 кГ. И з рис. 160 видно, что с увеличением скорости полета расход элеронов и усилия для с о зд а ния крена в 1° уменьш аю тся вплоть д о нуля и меняют знак. Чтобы самолет не был излиш не легким или излишне тя ж ел ы м в управлеа. нии, неооходимо, чтобы градиент усилия ДРэ находился в пре дел ах — 0,2-;— 1,5 к Г / г р а д д ля п ассаж и рских самолетов. Д л я удобства управления элеронам и (при отсутствии гидро усилителя) усилия при отклонении ш тур вал а от нейтрального по л о ж ен и я зат я ж е л я ю т с я пружиной, устанавливаем ой в систему управления. Это обеспечивает хорошее центрирование ш турвала. Х арактеристика загрузочного механизм а ДР ■Д5^ ■ (рис. 165) п о казы вает, какое дополнительное усилие необходимо приложить д л я увеличения угла отклонения элеронов на 1°. При наличии пружинного з а г р у ж а т е л я усилия от элеронов определяю тся ка к АР Я э = - ^ - Д 8 э + Д Я зат, где ДРзат — усилие предварительной затя ж ки , кГ. § 8. ГРА Д И ЕН Т Ы У ГЛО В О Й СКОРОСТИ КРЕН А ПО УГЛУ О ТК Л О Н ЕН И Я Э Л Е Р О Н О В И УС И ЛИ Й НА Ш ТУРВА ЛЕ ПО УГЛО ВОЙ СКОРОСТИ КРЕН А Д л я создания в ращ ения сам о л ета относительно продольной оси ох с угловой скоростью «х пилот п ри л агает к ш ту рвал у усилие Р э и отклоняет элероны на величину бэ. П рои зводн ая да шЬ хэ показы вает, какую угловую скорость крена приобретает самолет при отклонении элеронов на 1°. В летных испытаниях эф ф екти в ность элеронов оценивается при выполнении дач элеронов. Н а рис. 280 166, а, б, в п оказана кри вая зависимости Дшд: 8 -_ -= (о ж от скорости 0) &и)х Ъ=0 Z3T’ t/гр а д 3 \ \^ —^ 2 1 0,025 полета. К а к видно, при Vup= 5 3 0 к м = — / ч = 0,034 1/ с е к при отклонении э лерон о в н а 1°, при Д6Э= 50,6 угловая скорость креAWi« 1' д рч 200 300 Ш SOD Vn?,/w/v 6 ) ^ Да)х Aa>.' «!/! ■1,0 на со ставит о х = 10,0341X л М. 100 Х 5 ,6 = 0 ,1 9 Мсек ж " л « 1 1 град/сек. \ t3*o Эффективность по _________ и перечного управления п ассаж и рских самоле\ тов на реж им ах, б л и з ких к м акси м альн ы м скоростям горизон тального полета, д о л ж н а обеспечивать уг 500 И„р/*/<г ловую скорость крена сй * = 0 ,2— 0,3 '/сек, а Рис. 166. Характеристики поперечной управ усилия на ш турвале ляемости: управления элеронами а — градиент угловой скорости крена по уг не д олж н ы превыш ать лу отклонения элеронов; б — усилия на штурва 25— 35 к Г. ле управления для создания угловой скорости Эффективность э л е крена (Ox —V /сек; в — усилия на штурвале при отклонении элеронов на 1°; ронов подбирается из 1 — / / — 2000 м ; 2 — / / = 1 0 000 м условия обеспечения необходимой угловой скорости крена на всех скоростях и числах М полета. ГрадиДРЭ ент усилии по угловой скорости крена численно равен усилию на ш турвале управления элеронами, необходимому д ля получения установивш ейся угловой скорости крена, равной одному радиану, и является в аж н о й характеристикой уп равляем ости с а молета. Н а рис. 166, б п о к а за н а зависимость градиента усилия от скорости полета. Д л я сохранения маневренных свойств и обеспе чения приемлемы х усилий на ш турвал е управления элеронами г р а диент “х — д о л же н составлять — 50-=-100 к Г (1 / сек ). Ь(£>Х Не менее важ н ой характеристикой поперечного управления является расход усилий по углу отклонения элеронов (см. рис. 166, в) дб9 Р 5кГ /град. 281 Эффективность элеронов при заходе на посадку со скоростью УПр = 2 5 0 —260 км/ ч д ля пассаж ирских самолетов Ту-134 и Ту-154 составляет ~ 0 , 0 2 1/ с е к ^ Ц град/сек. Это значит, что если потре буется создать угловую скорость крена 10— 15 град/сек, углы от клонения элеронов составят 9— 14°. П р и л агаем о е усилие равно 20— 30 кГ. § 9. Х АРА КТЕРИСТИКИ . ПУТЕВОЙ УП РАВЛЯЕМ О СТИ Эффективность ру л я нап равлен ия выбирается исходя из усло вий обеспечения балансировки са м олета на всех реж им ах полета, вклю чая полет с асимметричной тягой. М омент относительно в ер тикальной оси оу от отклоненного руля направления можно зап и сать к а к М у = т у Slq ■ — т ьп 3„ S l q , где ml н — производная коэффициента момента ры скания по углу отклонения руля направления, т. е. изменение коэф ф и ци ента момента ры скания т у при Дбн= 1°; S — площ адь руля направления, м 2; I — р азм ах крыла, м. Произведение представляет собой коэффициент путевого момента т у, величина которого практически одинакова при убранных и выпущенных зак р ы л к а х и незначительно ум е н ь ш а ется с увеличением числа М (для большинства п ассаж и рских с а молетов /Пун = — (0,0014-0,0014). Н а рис. 159 показаны балансировочные кривые отклонений руля направления и разности усилий на п едалях по углу крена д л я прямолинейного полета со скольжением. При Упр = 270 км/ч д ля создания крена в 1° потребное усилие 5— 6 кГ. Н а рис. 160, о и б показано изменение характеристик путевой управляемости от скорости полета. С увеличением скорости градь„ ДРн п г диенты - д у и -д— уменьшаются. Д л я обеспечения приемлемых усилии на Т пед ал ях градиент ДЯн * долж ен быть в п р е д е л а х — 5-:— 10 к Г/ г ра д д ля пассаж ирских самолетов. При наличии гидроусилителя в системе управления рулем н а правления усилия на п едалях определяю тся характеристикой пру жинного загр у ж ат ел я. Н а рис. 177, . 6 видно, что на крутом у ч а стке характеристики мож ет составлять ~ 4 кГ/град. З а счет триммирования действующие усилия могут быть з н а чительно уменьшены. П р едв ари тел ьн ая з а т я ж к а пружины з а г р у ж а т е л я позволяет у станавл и вать педали в задан н ое положение. Н а полетных реж и м ах (исключая взлет и посадку) н е ж е л а тел ь но руль нап равлен ия отклонять на большие углы, чтобы не н а 282 г ру ж ать киль и всю конструкцию самолета с Т-образны м оперени ем. Отклонения руля направления на 5— 7°,5 вполне достаточно для управления самолетом, и поэтому при убранных за к р ы л к а х ход руля ограничивают полетным загр у ж а т е л е м (см. рис. 177, б ), который обычно подклю чается после уборки зак ры л ков в полетное положение. Чтобы отклонить теперь руль нап равлен ия на угол более 7°,5, необходимо приложить усилие более 85 кГ. Это ис клю чает ненужное отклонение руля на больших приборных ско ростях. Н а взлетно-посадочных р еж и м ах (когда отклонены з а крылки) скоростные напоры меньше и разр еш ается отклонять руль нап равлен ия полностью. Н а самолетах, где возможен пе реход на управление без гидроусилителя (например, Ту-134), уси лия на п едалях в таких случаях определяю тся величиной дейст вующего ш арнирного момента. Д л я уменьшения шарнирного момента и потребной мощности гидроусилителя д ля пассаж и рских самолетов осевая компенсация руля нап равлен ия обычно выбирается равной 28—29% его п ло щади. BCAR в отношении перекомпенсации основных поверхно стей управления п редъявляю т довольно жесткие требования. Перекомпенсация не д о л ж н а возникать д а ж е при наиболее неб лаго приятном влиянии обледенения передних кромок поверхностей управления, искаж аю щ его обводы или при отклонении геометри ческих р азм еров поверхностей управления от номинального р а з мера. К огда на самолете Ту-124 было обнаружено, что при углах от клонения 10— 12° и более (около У3 хода педали) из-за увеличения площ ади осевой компенсации носок руля н аправления выходит в поток и усилия на п едалях начинают уменьшаться, т. е. н аступ а ет явление перекомпенсации, в систему управления рулем н ап р ав ления был установлен пружинный загр у ж ател ь . Он компенсиру ет падение усилий на п едалях при больших углах откло нения руля или при скольжении самолета. Помимо у ста новки пружинных загруж ателей , также возможно при менение интерцепторов. Они имеют вид уголкового профиля и закреп ляю тся на носке руля впереди оси вращ ения (рис. 167). Д ействие интерцепторов сводится к следующему. При откло нениях руля направления на угол 10— 12° интерцептор на левой стороне носка выходит в поток и создает срыв (а следовательно, и изменение распределения давления) в той части руля, которая леж ит за осью вращ ения. Интерцептор с правой стороны з а к р ы вается килем и обтеканию не мешает. Вследствие разреж ения, об разую щ егося с левой стороны, руль стремится уйти влево (стать но потоку), что создает дополнительную нагрузку на правую пе даль при уд ерж ани и руля в отклоненном положении. К ак видно из граф ика, усилие на п едалях возр астает с увеличением угла от клонения руля направления, а при отсутствии интерцепторов при угле отклонения 10— 11° начинает ум еньш аться (дей ствие перекомпенсации). 28i Рис. 167. Зависимость усилий на педалях от угла отклонения руля направ л ен и я при прямолинейном полете самолета Т у -124 с одним выключенным дви гателем (У Пр = 300 км /ч, шасси выпущено; б з = 2 0 ° ; Я = 2 000 м ) ; i — киль; 2 — интерцептор; 3 — руль направления; 4 — с интерцептором; 5 — без интерцептора Т аким образом, установкой интерцептора добиваю тся в о з р а с т а н и я ш арнирного момента и получения прямых усилий на п ед а л я х , пропорциональных углу отклонения руля направления. В заклю чение отметим, что на современных сам ол етах руль н а правления в крейсерском полете практически не используется. Управление боковым движ ением сам о л ета (в и р аж а , развороты и други е эволюции) выполняется фактически одними элеронами. Только в процессе взлета и посадки парирование боковых порывов в етра мож ет п отребовать ощутимых отклонений руля н ап р ав л е ния. § 10. О БРА ТН А Я РЕА К Ц И Я ПО КРЕНУ НА О Т К Л О Н Е Н И Е РУ Л Я Н А П РА В ЛЕН И Я У устойчивого в поперечном отношении са м ол ета при «даче л ев ой ноги» появляется скольж ение вправо и к а к следствие это го — момент, кренящий самолет на левое крыло, и, наоборот, при «даче правой ноги» возникает крен вправо. Такую реакцию с а м о л е т а на отклонение р ул я нап равл ен ия принято н азы в а ть прямой. О д н ако при полете сам о л ета со стреловидным кры лом на б оль ших числах М э т а законом ерность мож ет нарушиться, когда при даче правой ноги происходит накренение сам олета не вправо, а влево. Это н азы вается обратной реакцией по крену н а отклонение руля направления. Появление обратной реакции по крену на отклонение р у л я н а правления связано, в частности, с влиянием сж им аемости воздуха на аэродинамические характери сти ки кры л а. Н а докритических скоростях полета стреловидность кр ы л а способствует повышению степени поперечной устойчивости сам о л ета и, следовательно, уси лению прямой реакции по крену на отклонение руля направле284 Рис. ! 68. Зависи мость изменения эф ф ек тивных углов стреловид ности и коэффициента Су от числа М при по стоянном угле а = 2 ° у крыльев, различаю щихся углами стреловидности Левое крыло Правое кры ло | ния. И н а я картин а получается на закритических скоростях по лета. П ри скольжении изменяю тся эф ф ективны е углы стреловидно сти правого и левого кры льев, в связи с чем изменяю тся и их к р и тические числа М (рис. 168). У кры ла, выдвинутого вперед, вслед ствие уменьшения эффективного угла стреловидности М кр умень ш ается, у отстающего кры л а, наоборот, вследствие увеличения у г л а стреловидности Мкр увеличивается. Т акое изменение чисел М Кр приводит к тому, что при скольж ении волновой кризис р а з вивается вначале на том полукрыле, где меньше эффективный угол стреловидности. Неодновременность разви тия волнового кри зиса на л евом и п равом кры льях, а следовательно, несимметрич ность изменения их подъемных сил и вы зы вает появление о б ратной реакции по крену на отклонение ру л я направления. Определить наличие <“^ = 5 м и Х н Н-ЮОООм обратной реакции по ,д%: крену мож но путем р а з о,оог гона и последующего от клонения руля н ап р ав л е 0 ,0 0 ) ния. \/ о Если самолет со стре \ М 6 0,7 08 0,56 ловидным крылом (%= I | = 3 5 ° ) летит со скоростью, - 0,0 01 1 соответствующей числу -0 ,0 0 I ! М (см. рис. 168), при н ~ 2000;5000м котором имеется о б р а т ф щ н ая реакция (М ^ М о б р .р ), I / C I K W *’ 0,002 то при д аче правой ноги и скольжении влево, н а 0,001 пример с углом Р = Ю ° , эффективны е углы стрело 500 W0 300 % , км/ч видности полукрыльев изменяю тся: у левого Аюг к р ы л а он будет 25°, а Рис. 169. Зависимость величины ДХн У правого 45°. Вследстот числа М (а ) и от V np (б) 285 вне этого развитие волнового кризиса на левом кры ле усилится, на правом зам едлится. В результате су на левом крыле резко уменьшится, а на правом несколько возрастет, что приведет к по явлению больших поперечных моментов, стремящ ихся накренить самолет в сторону скольжения. Чем больше стреловидность кр ы л а и тоньше профиль, тем обратн ая реакция по крену будет проявляться слабее, так ка к и з менение су по числу М будет происходить плавнее. Число М, соот ветствующее точке пересечения кривых cy = f ( М) для углов стре ловидности 25 и 45°, обозначается М 0бр.р. Р еакцию сам олета по крену на отклонение руля направления оценивают по зн аку и величине угловой скорости крена со*, в о з никающей при отклонении педали управления, т. е. по зн аку и ве* Л“ Г Y-T О личине отношения ■д . П ри нормальной реакции самолета это отношение положительно, при обратной реакции отрицательно. Н а рис. 169, а п о казан а зависимость отношения • . °3х от чис- ла М ( 7 / = 10 ООО м) , из которой видно, что о б ратн ая реакция по крену на отклонение руля нап равлен ия наступает в полете при числе М > 0 , 8 4 5 , что соответствует КПр = 560 км/ч. Н а меньших высотах при установленных ограничениях скоро сти по прибору о б р атн ая реакция отсутствует, т а к как явление с ж и маемости воздуха сл аб о влияет на аэродинамические х ар а к т е р и стики крыла. Г л а в а XV ХАРАКТЕРИСТИКИ ВОЗМУЩЕННОГО Д ВИ Ж ЕН И Я САМОЛЕТА § 1. О БЩ И Е С ВЕДЕН И Я С амолет считается устойчивым, если после прекращ ения дей ствия возмущения без вмеш ательства пилота восстанавливается исходный установившийся реж им полета. Н аиболее р асп р остра ненный д ля пассажирских самолетов режим полета — прямоли нейный установившийся полет. В озмущенным движ ением н азы ваю т, движение сам олета после прекращ ения действия на него возмущ аю щ их внешних сил или моментов, возникаю щих вследствие восходящих, нисходящих или боковых порывов ветра, непроизвольного отклонения рулей пило том и последующего возвращ ения их в балансировочное положение, изменения тяги двигателей и т. д., нарушивших исходный режим 286 Рис. 170. Определение характеристик затухаю щ его возмущенного движения (а) и изменение перегрузки при ступенчатом отклонении руля высоты (б) установившегося полета, при котором все силы и моменты, дейст вующие на самолет, были уравновешены. . При исследовании устойчивости сам олета определяют пределы возмущений, при которых испытывающий их самолет в о з в р а щ а ется по окончании их воздействия к исходному установившемуся движению, х ара ктер возмущенного д виж ения и время восстанов ления исходного реж им а после прекращ ения действия возмущ е ния. М ож ет о казаться, что самолет, об ладаю щ и й статической ус тойчивостью, после окончания воздействия возмущ ения не в о зв р а щается к исходному установивш емуся движению. Устойчивый сам олет при воздействии возмущений будет с ко лебаниями или апериодически в озвр ащ аться к исходному реж им у полета. К олебательное д виж ение са м олета в основном (рис. 170, а) характеризуется периодом затухани я колебаний Т, временем затухания колебаний /3ат (по истечении этого времени нач ал ьн ая амплитуда колебаний ум еньш ается в 20 раз) и степенью зату х а ния— уменьшением амплитуды колебаний за один период т зат = ^ (/41 и А 2 — ам плитуды ). Степень зату хан и я определяет качество переходного процесса или, иначе говоря, интенсивность затухания колебаний возмущенного движения. Возмущенное д виж ение ус тойчивого сам олета всегда будет быстро затухаю щ им, периоди ческим или апериодическим в зависимости от степени его устой чивости и демпфирую щ их свойств (рис. 171, а и б ) . Н аоборот, ней тральному и неустойчивому самолету свойственны иные типы возмущенного движения, не обеспечивающие самопроизвольный возврат сам олета к исходному состоянию балансировки (рис. 171, и, г, д)*. С лабое затухание и слишком большие периоды ко л еб а ний являю тся признаком недостаточной устойчивости са молета. * Летные испытания самолетов. М., «Машиностроение», 1968, с. 134. Авт.: М Г. К о т и к , А. В. П а в л о в , И. М. П а ш к о в с к и й , М. Г. Щ и т а е в. 287 Рис. 171. Характеристики возмущенного движ ения са молета: а — апериодичес кие быстро затухаю щ ие ко лебания; б — периодичес кие затухаю щ ие колебания в — незатухающ ие колеба ния постоянной амплитуды г — незатухающ ие колеба ния с нарастаю щ ей ампли тудой; д — апериодическое нарастаю щ ее отклонение от исходного равновесного положения; е — изменение угла атаки в процессе малого продольного движ ения; ж — изменение скоростей в процессе большого продольного движения Н а рис. 172, а п оказан пример продольной неустойчивости, ко т о р ая хар актери зуется апериодическим в озрастани ем угла т а н г а ж а , а на рис. 172, б — пример устойчивого самолета, где возм у щенное движение имеет характер затухаю щ их колебаний. Если при отклонении от состояния равновесия не возникают ни стабилизирующ ие, ни дестабилизирую щ ие моменты, имеет место нейтральность, т. е. безразличное равновесие (рис. 172, в). П о Н Л Г С С С Р наиболее ж елател ьны м и х арактери сти кам и в о з мущенного движ ения являю тся периодическое с быстрым з а т у х а нием и малы м забро сом или апериодическое с малы м временем переходного процесса. Интенсивность зату хан и я колебаний самолета по м атери алам летных испытаний оценивают величиной т г&т. П о к азат е л ь т зат х а рактери зует способность самолета д ем п ф и ровать колебания, вы званны е воздействием на него возмущения. П ри т зат!>1 возм у щенное движение сам ол ета затухает, причем тем быстрее, чем больше величина этого п оказателя. П ри m 3aT— 1 наблю даю тся незатухаю щ ие колебания сам олета с постоянной амплитудой — 288 а) iff Поры6 дб’я'рс! fff " ЯорыЗ f ’p ^ 7 r , / / / Порыд Ве/пра Рис. 172. П оведение неустойчивого (а), устойчивого (б), нейтрального (в) самолетов при возмущенном движении и изменение угла атаки горизонтально го оперения при повороте самолета вокруг центра тяж ести (г) ; возникновение демпфирующего момента крена (б) автоколебания. П ри т зат< 1 движ ение са м олета колебательно не устойчивое, т. е. с течением времени происходит увеличение ам пли туды колебаний. С лабое затухани е и слишком большие периоды колебаний являю тся признаком недостаточной устойчивости сам о лета. Д л я оценки динамики сам о л ета при его управлении оп ределя ются характеристики переходного процесса. Качество переходного процесса характери зуется величиной относительного заб р оса пе регрузки Дп„заб /Д/г„уст. Д инам ические свойства устойчивого по пе регрузке сам о л ета таковы, что переход на новый угол атаки, а з н а чит, и на перегрузку осуществляется, к а к правило, по периодиче скому закону (см. рис. 170, б ) 1. В процессе этого перехода самолет соверш ает затухаю щ ее колебательное движение, отклоняясь от нового установившегося значения перегрузки Ди«уст * то в °ДНУ* т0 в другую сторону. Ч ем меньше продольный демпфирую щий м о мент, тем все большими заб ро сам и перегрузки сопровождается переходный процесс и тем медленнее он затухает. П од заб р осам и Дп„за6 понимаются м акси м альн ы е значения динамических откло нений, определяемых ка к разность м еж д у текущим значением пе регрузки и ее новым установивш имся значением А п Уусг. 1 П рактическая аэродинамика самолетов с турбореактивными двигателями, М., В оениздат, 1969, 408 с. Авт.; В. Г. Б р а г а , Н. М. Л ы с е н к о , Э. Б. №и к и р т у л о в , Ю. И. Н е ч а е в ; М. И. Р а д ч е н к о . 10—4779 289 При затухаю щ и х переходных процессах первый заб ро с является максимальны м (рис. 170, б). Переходный процесс считается законченным, когда колебания практически прекращ аю тся. П о д практически полным затуханием колебаний обычно понимают уменьшение начальной амплитуды в 20 раз. Время, в течение которого н ач ал ьн ая ам плитуда колебаний уменьш ается в 20 раз, н азы ваю т временем зату хан и я или вр ем е нем регулирования t ^ . . Если известно время регулирования и пе риод, то можно определить количество колебаний до практически полного затухания /гезат = . П ри т зат= 3 — 4 управление самолетом у ж е затруднено. Важной характеристикой переходного процесса явл яется врем я с р а б а т ы в а ния t cp. П од временем ср а б а ты в ан и я понимается период, в течение которого после отклонения руля высоты достигается перегрузка, р ав н ая 0,95 AnVyCT-. Ч ем меньше t cр, тем лучшей реакцией на от клонение рул я высоты о б ладает самолет. При / Ср > 3 — 4 сек сам о лет вяло реагирует на отклонение руля высоты, пилотирование его существенно затрудняется. § 2. Д В А ТИПА В ОЗМ УЩ ЕН НО ГО П РОДО ЛЬН ОГО Д В И ЖЕ Н И Я Выш е было отмечено, что самолет обладает способностью с р а в нительно быстро изменять угол атаки и медленно изменять ско рость. Вследствие этого при нарушении исходного реж и м а полета в первые несколько секунд продольное возмущенное движение б у дет сопровож даться сравнительно быстрым вращ ением вокруг оси oz (изменением у гла а та к и ), в то врем я к а к скорость при этом практически мож но считать постоянной1. С течением времени у устойчивого по перегрузке самолета изменение угла атаки почти прекратится, но начнет зам етно изменяться скорость. Это свойство сам о л ета позволяет продольное движение р а з д е лить на: движение, связанное с изменением угла атаки в начале возмущенного движения, когда скорость в первом приближении мож но считать постоянной; и движение, связанное с изменением скорости полета (дальнейш ее развитие возмущенного д ви ж ен и я), когда медленное вращ ение относительно оси o z позволяет п рибли женно считать самолет сбалан си рован н ы м по моментам. П ервы й вид д ви ж ени я н азы ваю т короткопериодическим;' второй длиннопериодическим. Поэтому продольное возмущенное движение са м о л ета состоит из двух взаимно н алагаю щ ихся д руг на друга колебаний с различны м по величине периодом. Обычно оно я в л я ется колебательным. Н апример, если в результате воздействия возмущения у л етя щего прямолинейно и равномерно сам о л ета увеличится угол атаки 1 Л ы с е н к о Н. М. Д инам ика полета. И зд. ВВИА им. проф. Н. Е. ЖУК0В' ского, 1967, 640 с. 290 на величину Д а, то это приведет вначале к увеличению подъемной силы на величину ДУ и перегрузки на величину Дпу = Прирост подъемной силы, приложенный в фокусе, о к а ж е т двоякое воздействие на самолет. Во-первых, увеличение подъемной силы вызовет вертикальное перемещение сам олета, и, во-вторых, вслед ствие несовпадения фокуса с центром тяж ести у устойчивого по перегрузке сам о л ета возникнет продольный момент, в ращ аю щ и й самолет вокруг оси oz и уменьш ающ ий угол атаки. Т аким о б р а зом, стремясь восстановить нарушенное равновесие, самолет, ус тойчивый по перегрузке, будет колебаться с некоторым угловым ускорением. Д ем п ф и рую щ и е моменты способствуют более быстро му затуханию колебаний. З а п а с устойчивости по перегрузке опре д еляется следующим вы раж ением : с о„ = т р + где mzZ Г1 tn^z — коэффициент продольного д ем пф ирования (см. § 4 ч 2т этой гл а в ы ); [л = — относительная плотность самолета; G т = —— м асса самолета; р — м ассо в ая плотность воздуха. У самолета, обладаю щ его устойчивостью по перегрузке, Стп<10. Чем больше за п а с устойчивости по перегрузке, тем больше вос станавливаю щ ий момент при отклонении угла атаки от исходного значения и меньше период колебаний ( 7 ^ = 4 — 8 сек, см. рис. 171, е ) . П осле затухан и я короткопериодического дви ж ени я угол атаки и угол н аклон а траектории не всегда в озвр ащ аю тся к исходным значениям и появляю тся некоторые остаточные углы атаки и н а клона траектории, вы зы ваю щ ие наруш ение равновесия сил. П ериод 40— 80 сек (см. рис. 171, ж) х арактер и зует длиннопе риодическое д виж ение сам олета, связан ное с значительным откло нением траектории сам ол ета от исходной, что сопровож дается изменением скорости и высоты. Если з а счет первоначального н а клона траектории самолет начнет сниж аться, то с ростом скоро сти появится прирост подъемной силы, искривляю щ ий траекторию вверх. П о мере набора высоты скорость уменьшится, снизится и подъемная сила, тр аектори я опять будет отклоняться вниз. Т а ким образом, изменение скорости при неизменном положении рулей и сектора газа, сопровож дается колебательны м движением. § 3. Д ВА ТИПА ВО ЗМ УЩ ЕН Н О ГО БО КО ВО ГО Д В И Ж Е Н И Я Так же, к а к и в случае продольного дви ж ени я, боковое д в и ж е ние можно разд ел и ть на м алое и большое. М ал о е движ ение — это боковые колебания, разви ваю щ и еся в первые несколько секунд после наруш ения бокового равновесия и сопровож даю щ иеся срав 10* 291 нительно быстрым вращ ением са м ол ета вокруг осей ох и оу и с л а бым боковым перемещением вдоль оси oz*. Больш ое боковое движ ение — это спиральное движение, про яв л яю щ ееся в дальнейш ем развитии возмущенного движения, и хотя это движение медленное, оно в течение длительного времени приводит к значительному боковому перемещению д. т. самолета. О б рати м ся к рис. 133, б, где показано, ка к у устойчивого в пу тевом и поперечном отношениях сам олета под действием в о зм у щения возникло скольжение, например, на левое полукрыло. Н а личие скольж ения обусловит появление боковой аэродинамиче ской силы Z, приложенной в боковом фокусе. П оявление боковой силы будет сопровож даться одновременным возникновением мо ментов крена и ры скания М х и М у. П од действием момента ры с кания самолет будет стремиться устранить скольжение, повора чиваясь навстречу набегаю щ ему потоку, а под действием момента крена начнет крениться в сторону, обратную скольжению. В р а щению самолета относительно осей о х и оу препятствуют дем п ф и рую щ ие моменты крена и рыскания. К огда угол скольжения |3 станет равным нулю, крен достигает значительной величины. О б л а д а я в этом положении некоторой угловой скоростью соу, с а м о лет будет п р одол ж ать в р ащ а т ьс я (влево), что приведет к ск оль жению на правое опущенное полукрыло. В результате нового скольж ения опять появится момент крена и процесс повторится в обратном направлении. Если самолет в путевом отношении устойчив и о б ладает не обходимы ми демпфирую щ ими свойствами, то колебательное д ви жение ры скания с течением времени затухает. Увеличение путе вой устойчивости са м олета сопровож дается уменьшением периода колебаний, а рост путевого момента демпфирования ры скания и инерционных свойств сам ол ета приводит к уменьшению периода колебаний. Д л я современных п ассаж и рских самолетов период м а лых боковых движений сравнительно небольшой (4— 8 сек), и эти д в и ж е н и я н азы ваю т короткопериодическими. Если поперечная устойчивость велика, то движ ение рыскания •будет сопровож даться сильным изменением угла крена, что су щественно затр уд н яет пилотирование сам олета и вызы вает со сто рон ы летного состава отрицательны е отзывы. В аж н ы м парам етром , характер и зую щ и м одновременное про явление движений ры скания и крена в процессе боковых к о л е б а ний, является отношение м аксим альны х ам плитуд угловых скоро^ стеи крена и рыскания, обозначаемое п арам етром х = (®jr)max П а р ам етр х пропорционален отношению степеней поперечной и путевой статической устойчивости сам ол ета и отношению момен * Л ы с е н к о Н. М. Д инам ика полета. И зд. ВВИА им. проф. Н. Е. ЖУК0Б' ского, 1967, 640 с. .292 тов инерции самолета относительно вертикальном и продольной (? £ . 0С6И М )' П р а к т и к а летной эксплуатации сам олетов со стреловидными кры льям и показы вает, что д ля получения приемлемых, сравн и тельно быстро затухаю щ их колебаний до лж но соблю даться соот ношение * = p h ll-C i_=_2,5. П ри больших значениях % вращ ение относительно п родоль ной оси ох превали рует н ад вращ ением относительно оси оу. В некоторых случаях это мож ет приводить д а ж е к колебательной неустойчивости — возрастанию со временем ам лли туд крена и ры с кания. Н а рис. 173 представлена запись самописцев при импульсе рулем направления, п о к азы в аю щ а я изменение угловых скоростей крена и рыскания. В первом случае, когда демпфер ры скани я в ы ключен, затухани е колебаний медленное. 6) а) со. ! ! 1 ! / г V -L < 5 ^ Я / 4 v/ 1 ! \ , ------- ,1 - : i \ 1 | — шх i i1 - -t-H _______ ' Л. V \ г Г\ 1 \ ! м 1 \ К ■ ^ ГJnp \ \ 1 1 \ !: и > т — 1j \ ->пр ! ! ____ L i \ ! V 1 ■ 1 \ \ 1 I / S 2,j \ 5 f \_ 10| 1 V, сгк • 11.5 1• 1! ** 5 jffl Т, сек | ... Рис. 173. Запись самописцев при выполнении импульса рулем направления на самолете Ту-134: а — демпфер рыскания выключен; б — демпфер рыскания включен (Уир = 2 6 0 —310 км /ч; б3= 38°; 6 Щ= 40°; шасси выпущено; # = 2 0 0 0 м) 293 К огда значение к чрезмерно велико, самолет получает неудов летворительную оценку пилотов. О б ъясняется это тем, что р е а к ция сам ол ета на скольж ение становится очень резкой. В этом с л у чае при возникновении д а ж е малы х угловых скоростей скольж ения у сам о л ета появляю тся большие угловые скорости крена и р а з вивается не всегда затухаю щ ее колебательное движ ение крена и ры сканья сравнительно малого периода. Это «разбалты вание» с а молета пилоты обычно воспринимаю т к а к поперечную неустойчи вость, хотя в данном случае имеет место и збы ток поперечной ус тойчивости и именно поэтому самолет т а к легко отвечает креном на малейшее, случайно возникшее скольжение. И зб ы то чн ая пу тев ая устойчивость мож ет привести к спиральной неустойчивости, когда са м олет при наличии остаточного угла «рен а все больше у в е личивает крен, входя в глубокую спираль. С пи р ал ьн ая неустой чивость приводит к медленному (монотонному) увеличению угла крена и кривизны траектории. Она проявляется настолько м едлен но, что пилот часто ее вообщ е не зам ечает, поэтому затруднений при пилотировании она не создает. И так, боковое возмущенное д виж ение в общем случае ск л а д ы вается из следующих движений: апериодического дви ж ени я крена, быстро затухаю щ его в обычных условиях; вследствие этого оно не всегда зам еч ается п ило том; апериодического, слабо затухаю щ его или медленно р а зв и в а ю щегося д ви ж ени я по спиралеобразной траектории в направлении действия начального возмущ ения с постепенно увеличивающ имся углом крена; бокового колебательного д ви ж ени я са м о л ета со сравнительно м алы м периодом ( T = 4 - f - 8 сек). § 4. А Э Р О Д И Н А М И Ч Е С К И Е МОМЕНТЫ П РИ НЕУСТАНОВИВШ ЕМ СЯ Д В И Ж Е Н И И Демпфирующий м о м е н т т а н г а ж а . Больш ое значе ние д ля устойчивости самолета и х ар а к т е р а переходных процессов, возникаю щих при возмущениях, играю т моменты демпфирования, которые возникаю т при вращ ении са м олета и препятствуют н ач ав ш емуся вращению. Д ем п ф и р ую щ и е моменты явл яю тся следствием возникновения у поверхностей кры ла, горизонтального и вер ти кал ь ного оперений относительной воздушной скорости, направленной в противоположную вращ ению сторону. В озни каю щ ая при врашении самолета относительная воздуш ная скорость приводит к измене нию углов атаки у профилей кры ла, горизонтального и верти кал ь ного оперений и появлению дополнительных аэродинамических сил, моменты которых относительно центра тяж ести самолета препятст вуют начавш емуся вращению. При вращении сам олета относительно поперечной оси oz с угло вой скоростью (о2 горизонтальное оперение, удаленное от ц. т. на 294 расстояние 1Т!0 приобретает дополнительную среднюю скорость, р а в ную Д1/у = / г. о» С оставляю щ ая скорости ДУу п ерпендикулярна скорости Wo (см. рис. 172, г), угол атаки горизонтального оперения изменится на величину Изменение угла атаки горизонтального оперения приводит к воз никновению дополнительной подъемной силы, момент которой всег д а нап равлен в сторону, обратную н аправлению в ращ ения сам о лета. В отличие от восстанавливаю щ его момента, обусловленного н ал и чием статической устойчивости, демпфирую щ ий момент при возник шем вращ ении не мож ет вернуть самолет в исходное положение. Д ем п ф и рую щ и й момент т а н г а ж а прямо пропорционален плотно сти воздуха и угловой скорости в ращ ения самолета. П роизводная коэффициента демпфирую щ его момента т а н г а ж а по безразмерной угловой скорости т а н г а ж а m*z » - ™г • н азы вается коэффициентом продольного демпфирования. З д есь шг = №г у А- ф л — САХ кры л а ) . Помимо горизонтального оперения, продольный дем пф ирую щий момент создаю т кры ло и ф ю зеляж . Д л я стреловидного кры ла демпфирующий момент составляет 40— 60% демпфирую щ его мо мента горизонтального оперения. М о м е н т т а н г а ж а от з а п а з д ы в а н и я скоса по т о к а . Продольны й момент т а н г а ж а оценивается не только вели чиной т %г. Как известно, поток к горизонтальному опе рению подходит скошенным на некоторый угол е. При неустановившемся вращ ател ьном д виж ении самолета имеет место з а п а з д ы в а ние скоса потока, так ка к при вращ ении са м олета скошенный по ток достигает горизонтального оперения с некоторым з а п а з д ы в а нием. Вследствие за п азд ы в а н и я скоса потока угол атаки горизон-' тального оперения изменяется и появляю тся дополнительная подъ емная сила горизонтального оперения, н ап р ав л ен н а я вверх при .положительной угловой скорости со^ и дополнительный момент го ризонтального оперения, стремящ ийся уменьшить угол атаки. П рои зводн ая тг определяется д ля горизонтального оперения 'и крыла. Н апри м ер, д ля самолета Ту-134 ( М = 0 , 8 ) m™z = — 16,2; ml j = — 4,5, д л я сам олета Т у -154 ( М = 0 , 8 5 ) mz z — ~~ 15,5; »»■ = - 5,2. Д е м п ф и р у ю щ и й м о м е н т к р е н а создается в основном кр ы л о м и частично горизонтальным оперением. П л о щ а д ь верти' кального оперения пассаж ирских самолетов (особенно с двигате- лями, располож енны ми в хвостовой части ф ю зе л я ж а ) составляет 12— 19% площ ади кр ы л а (самолеты Ту-134, Ту-154) и оказы вает существенное влияние на величину демпфирую щего момента крена. П ри вращ ении кры л а относительно оси ох изменяется р ас п р е деление аэродинамической нагрузки на правом и левом полукрыльях. У опускающегося п олукрыла углы атаки увеличиваются, у поднимаю щ егося ум еньш аю тся (см. рис. 172, д ). С ложение скоро сти полета V с вертикальной скоростью опускающегося кры л а (ок ружной скоростью) АКу д ает результирую щ ую скорость УПрав д ДV у ' -j угол атаки возр астает на величину Д а= ^ . . Н а такую ж е величину уменьш ается угол атаки у поднимаю щ егося крыла. И зм енение углов ата ки приводит к изменению коэффициента п о д ъ емной силы и аэродинамической нагрузки вдоль р а з м а х а кры ла (о к руж н ая скорость ДУг/=со ж2 будет наибольш ей в концевом сече нии полукры ла и нулевой в центральном сечении, поэтому изм е нение угла атаки вдоль р а зм а х а будет тем больше, чем больше расстояние z рассм атриваем ого сечения от оси о х ) . Т аким о б р а зом, у опускаю щегося кры ла п одъем н ая сила увеличивается, а у поднимаю щ егося уменьшается. Это приводит к появлению дем пф и рующего момента крена, который всегда препятствует вращению. Аналогичные моменты создаю т вертикальное и горизонтальное оперения. С ум м арны й демпфирую щий момент крена д л я всего с а молета определяется суммой моментов, создаваем ы х крылом, гори зонтальны м и вертикальным оперением. Коэффициент д ем пф ирования крена определяется из следую щ е го соотношения: 2V т'"х* = т?х — , где I <ох — (Ojrjijy-. Н апример, д ля самолета Ту-134 (М = 0,8) т*х = —0,47; д ля Ту-154 (М = 0 ,8 5 ) /я"* = - 0,42. С п и р а л ь н ы й м о м е н т к р е н а . П оявление этого момента обусловлено тем, что при вращ ении самолета вокруг оси оу изменя ются местные скорости вдоль р а зм а х а кры ла: у полукрыла, идуще го вперед, скорость увеличивается, у полукрыла, идущего назад, уменьшается. Т акое изменение скоростей вдоль р а зм а х а сопровож дается увеличением подъемной силы у кры ла, идущего вперед, и умень шен ием у кры ла, идущего назад . Это приводит к появлению момента крена, стремящ егося накренить самолет в сторону отстаю щего к р ы л а 1. 1 Л ы с е н к о Н. М. Динам ика полета. И зд. ВВИА им. проф. Н. Е. ЖУК0В ского, 1967, 640 с. Демпфирующий момент р ы с к а н и я возникает при •вращ ении сам олета относительно оси оу. П ри ро д а этого момента та же, что и у продольного демпфирую щ его момента. С оздается он в основном вертикальным оперением и ф ю зеляж ем . Коэффициент д ем пф ирования ры скания определяется из следующего соотноше ния: пгу 2v -у-, где — I Н апример, при а = 4 ° д ля самолета Ту-134 этот коэффициент равен — 0,115, а д ля Ту-154 при а = 6° — —0,140. С п и р а л ь н ы й м о м е н т р ы с к а н и я . П ри вращ ении кры ла относительно оси ох вдоль его р а зм а х а изменяю тся местные углы атаки, что сопровож дается изменением коэффициента аэродинам и ческих сил Су и сх, поэтому п о лн ая аэродинам ическая сила отклоня ется вперед, а ее составл яю щ ая вдоль р а зм а х а кры л а обусловли вает появление спирального момента рыскания, стремящ егося р а з вернуть самолет относительно оси оу. § 5. У Л У Ч Ш ЕН И Е Х А РА КТЕРИ С ТИ К УСТОЙЧИВОСТИ И УП РАВЛЯЕМ О СТИ Н а современных п ассаж и рских сам олетах улучшение д ин ам и ческих свойств (характеристик устойчивости и управляемости) на всех р еж и м ах полета осущ ествляется искусственным демпфироьанием с помощью обычных органов управления, которые откло няются пропорционально угловой скорости в ращ ения самолета и создаю т моменты, препятствую щие его вращению. Использование методов улучшения х арактери сти к устойчивости и управляемости самолета аэродинамическими средствами приво дит к значительному утяж елен и ю конструкции (за счет увеличе ния вертикального оперения и поверхностен отклонения) и не всегда яв л яе т ся достаточно эф ф екти вн ы м 1. Поэтому х а р а к тер и стики устойчивости и управляемости самолетов улучш аю т средст вами автоматики. Автоматические устройства, предназначенны е д л я дем п ф и р ова ния колебаний са м олета путем соответствующих отклонений о р г а нов управления, получили н азв ан и е д е м п ф е р о в к о л е б а н и й . Д л я парирования колебаний са м олета демпферы д олж н ы о б л а д а т ь большой чувствительностью и быстродействием, а т а к ж е су щественно меньшим зап азд ы вани ем , чем пилот. Конструктивно демпфер состоит из трех частей: датчика уг ловой скорости (Д У С ), усилительного устройства и исполнитель ного м еханизм а — рулевого агрегата (самолет Ту-154) или р а з 1 С к л я н с к и й Ф. И. ностроение». 1964, с. 272. Управление сверхзвукового самолета. М., «М аши 297 д вижной тяги (самолет Ту-134), у станавли ваем ы х в системе уп равления. В зависимости от положения оси вращ ения гироскопа Д У С бу дет реагировать на угловую скорость в ращ ения самолета относи тельно определенной оси. В зависимости от того, какую угловую скорость воспринимает Д У С и относительно какой оси самолета демпфер гасит колебания, разл и чаю т д е м п ф е р ы крена, рыскания и тангажа. О тклоняя руль со значительно меньшим зап азды вани ем , чем это мож ет осуществить пилот, демпфер гасит колебания самолета, чем существенно улучш ает динамические характеристики самолета и об легчает пилотирование. Первы м в системах управления стали применять демпфер ры с кания (самолеты Боинг-707, Ту-134 и д р .), т а к к а к аэро д ин ам и ческими средствами не у д ав ал ось достигнуть существенного улуч шения затухания боковых колебаний на р еж и м ах полета с б оль шими углами атаки, а связанны е с этим интенсивные забросы по крену (при больших су) на посадке созд авал и серьезную опасность д ля самолета. Д ем п ф ер ры скания о к а зал ся настолько действенным средством улучшения х арактери сти к бокового возмущенного д виж ения с а м о лета, что в дальнейш ем его стали у станавли вать на всех сам о л е тах со стреловидными крыльями. Установка д ем п ф ера т а н г а ж а значительно улучш ила д ин ам и ческие характеристики самолета в продольном отношении. Установка д ем п ф ера крена улучш ила т а к ж е характеристики по перечной управляемости, особенно на м алы х скоростях полета (взлет, п осадка) и устрани ла т а к н азы ваем ое зависание са м олета по крену. Явление зави сан и я самолета по крену зак л ю ч ается в том, что у некоторых самолетов на м алы х скоростях полета при откл о нении элеронов угловая скорость крена (ох самолета в начале уве личивается, а затем зам етно уменьш ается. Это приводит к тому, что угол крена самолет разви вается по времени с некоторой з а держ кой или д а ж е н аблю дается некоторое возвращ ение самолета по крену при постоянном отклонении элеронов. Д е л о в том, что при уп равляем ом движении са м олета по крену н ар яд у с развитием угла крена разв и вается и угол скольж ения Р. При этом появляется момент который при у п равляем ом д в и жении после дачи элеронов противодействует уп равл яю щ ем у м о Это приводит к тому, что интенсивность р а зв и менту М*? §этия крена самолета по времени будет несколько уменьшаться. Вследствие этого пилоты, оценивая д виж ение сам ол ета по крену при большой степени поперечной статической устойчивости тг , отмечают зависание самолета в управляемом движении крена. Я в ление зави сан и я сам олета по крену отрицательно сказы вается на оценке пилотом х арактери сти к управляемости са м олета вследст вие того, что при этом существенно услож няется техника пилоти рования и к а к бы уменьш ается эффективность элеронов. 298 Дополнительное отклонение элеронов средствами автоматики увеличивает со* и улучш ает поперечную управляемость, способст вует устранению зависания. Таким образом, установкой демпферов добились улучшения характеристик устойчивости и управляемости современных п асс а ж ирских самолетов. Упростилась зад а ч а пилота по управлению с а молетом, повысилась безопасность полета, самолет стал доступным пилоту средней квалификации. П оскольку демпфирую щ ие момен ты п ропорциональны угловым скоростям вращ ения, а д ля искусст венного повышения демпфирования используются обычные орга ны управления самолетом, рассмотрим некоторые особенности построения систем управления современного пассаж ирского сам о л ета. § в. СИСТЕМА УПРАВЛЕНИЯ САМОЛЕТА Н а примере системы управления самолета Ту-154 (рис. 174), представляю щ ей сложны й электрогидромеханический комплекс, рассмотрим современную схему и отличительные особенности ее построения. П ассаж и р ски й самолет Ту-154 (обычной схемы ), к а к и многие другие самолеты, имеет следую щие основные органы управления: руль высоты, руль направления и элероны. С их помощью осущ е ствляется управление траекторией дви ж ени я и положением сам о л е т а в пространстве. В качестве дополнительных органов у п р ав ления используются интерцепторы (воздушные то р м о за ), элеронинтерцепторы. Непременной составной частью управления современных сам о летов является А БС У (автом атическая бортовая система у п р ав л ен и я ). У стан ав л и в ае м ая на самолете АБСУ обеспечивает зад ан н ы е х а рактеристики устойчивости и управляемости на всех р еж и м ах по лета от взлета до приземления, автом атизацию у правления сам о летом на э тап ах набора высоты, снижения и маршрутного полета по сигналам систем навигационно-пилотажного комплекса, а т а к ж е автоматическое и директорное управление самолетом при заходе на посадку. Отличительной особенностью созд аваем ы х систем управления являю тся необратимы е бустерные системы, устанавли ваем ы е не посредственно у органов управления без перехода на безбустерное ручное (ножное) управление. Д л я высокой надежности гид равлические агрегаты обслуж и ваю тся постоянно включенными в сеть двум я-трем я гидросистемами. Н априм ер, на самолете, не имею щем аварийного ручного управления, д олж н о быть не менее трех гидросистем, независимых друг от друга. Обратимы й гидроусилитель отличается от необратимого тем, что он воспринимает не весь ш арнирный момент о рган а у п р ав л е ния, а только некоторую определенную его часть. В этом случае 299 Гi ' пилот воспринимает за р а н е е определенную часть усилия, созд ав а; емого ш арнирным моментом аэродинамических сил, действующих ■, На орган управления. П р и наличии н еобратимы х бустерных си* s стем управление самолетом осущ ествляется следую щим обра' зом: - ручное (ножное) управление, при котором самолетом у п р а в л я ет первый или второй пилот (через рулевы е приводы), п ерем ещ е нием рычагов управления (колонок, педалей, ш ту р в ал о в ), установ ленных в пилотской кабине. П ри этом р аб отает комплекс дем п ф е ров (автоматов бортовых систем у п р ав л ен и я ), обеспечивающий улучшение характери сти к продольной и боковой устойчивости и управляемости самолета; полуавтоматическое управление, при котором пилот у п рав л яет самолетом т а к ж е через рулевы е приводы, с помощью тех ж е р ы ча гов по положению командных стрелок пилотажно-командного при бора (П К П ) или по другим навигационно-пилотаж ны м приборам (Н П П или НК.П) при одновременной работе комплекса дем п ф е ров; автоматическое управление самолетом, когда перемещение р ы чагов управления осущ ествляется автоматической бортовой системой уп равлен ия совместно с пилотажно-навигационны м комплексом (самолетом у п р ав л я ет А БС У с помощью ав том ата тяги, обеспечивающего дистанционное уп равлен ие величиной з а данной скорости полета и ее с т а б и л и за ц и ю ). Автоматическое управление скоростью полета существенно об легчает работу пилота, о св об ож д ая его внимание д ля проведения : других операций, что особенно в аж н о при совершении посадки. В состав А БС У ка к составная часть обычно входит система САУ (система автоматического у п р ав л ен и я ), которая, помимо улучшения характери сти к устойчивости и уп равляем ости (система устойчивости и у п р авл яем ости ), т а к ж е выполняет автоматическое управление полетом самолета. Р а б о т а С А У . Входные звенья рулевых приводов ( Р П ) уп равления рулем высоты, элеронам и и рулем нап р авл ен ия связаны тягами с колонкам и управления, п едалям и и ш ту рв ал ам и (см. рис. Д74) первого и второго пилотов. В цепь тяг управления включены последовательно электрогидравлические рулевы е агрегаты (Р А ), входящ ие в состав электроГйдравлических сервоприводов, — исполнительных механизм ов АБСУ. В к а н а л а х т а н г а ж а , курса и крена установлено по одному ^Сервоприводу. Рулевой агр егат включен в систему уп равлен ия с а молетом диф ф еренциально. Б л а г о д а р я этому при управлении (пи лотом) перемещение колонки, ш ту рв ал а или педалей передается Ч^рез тяги управления входным звеньям рулевых приводов и . 'загрузочным устройствам, но не передается выходному звену р уле в о г о агрегата. Выходное звено рулевого агрегата мож ет переме щ аться только под действием уп р ав л яю щ и х сигналов, в ы р а б а ты ваем ых чувствительными элем ен там и системы САУ, но при этом tfro перемещение передается только входному звену соответствую 301 щего рулевого привода, но не передается колонке, ш турвалу или педалям. Т а к ка к управление самолетом осущ ествляется необратимыми бустерными системами с помощью рулевых приводов, моменты от аэродинамических сил, действующие на органы управления, не пе редаю тся на колонку, ш турвал и педали. Д л я имитации этих мо ментов в систему управления введены загрузочны е устройства, создаю щ ие ощущ ения усилий при отклонении колонки, ш турвала, педалей. При изменении балансировочного полож ения рулей моменты, со зд ав аем ы е загрузочными устройствами, снимаются э л е ктр ом еха низм ами триммерного эффекта. В системах управления рулем высоты и элеронами установле но по одному, загр у ж ател ю , а в системе руля направления — два. В проводке управления левой и правой половин руля высоты у ста новлены пружинны е тяги, позволяю щ ие у п рав л ять правой или л е вой половиной руля высоты раздельно при отказе одного из р уле вых приводов. В проводке управления элеронами т а к ж е у станов лены две пружинные тяги, обеспечиваю щие р аздельн ое у п р ав л е ние правым и левым элероном при отказе одного из рулевых при водов. Улучшение характери сти к устойчивости и управляемости сам о лета на всех р еж и м ах полета осущ ествляется искусственным д ем п фированием с помощью органов управления (элеронов, руля вы соты, руля н ап р ав л ен и я ). Д л я этого используются уп равляю щ и е сигналы, пропорциональ ные угловой скорости в ращ ения самолета относительно соответст вующей оси. § 7. РАБОТА САУ В СИСТЕМ Е У П РА В Л ЕН И Я РУ Л ЕМ ВЫСОТЫ Н а рис. 175, а п редставлена примерная схема управления ру лем высоты самолета, имеющего САУ; на схеме видно, что пере д ач а к золотникам рулевого привода осущ ествляется или вручную (с помощью отклонения колонки ш ту рв ал а 1 и системы тяг) или от рулевого агрегата 12. Б л а г о д а р я диф ф еренциальном у включению рулевого агрегата в систему управления при ручном управлении перемещение колон ки ш ту р в ал а п ередается через проводку управления (систему тяг) золотникам рулевого привода и загрузочным п руж инам , но не пе редается выходному звену рулевого агрегата. Выходное звено мо ж е т перем ещ аться только под действием уп равляю щ и х сигналов, вы р абаты в аем ы х системой автоматического уп равлен ия (САУ), но при этом его перемещение передается только золотникам рулево го привода и не передается колонке ш турвала. Т а к к а к при управлении через рулевой привод моменты от аэродинамических сил, действующих на рули высоты, не переда302 Рис. 175. Схема управления рулем высоты (а ) ; график зависимости уси лия на колонке ш турвала от угла отклонения руля высоты (б ); принципиальная схема работы системы устойчивости и управляемости (е): 1 — колонка штурвала; 2 — механизм передаточного отнош ения; 3 — электромеханизм и з менения передаточного отношения от колонки штурвала к пружинному загруж ателю ; 4 — пружинный загруж атель; 5 — электромеханизм триммерного эффекта; 6 — блок пере множения напряжений; 7 — датчик отклонения колонки; 8 — датчик скоростного напора; 9 — усилитель постоянного тока; 1 0 — блок усиления и сигнализации; / / — кворум-элемент; /2—рулевой агрегат; 13— рулевой привод; 14—руль высоты; 15—выходное звено; 75—поводок Ются на колонку ш тур в ал а, имитация этих моментов о сущ ествля ется загрузочной пружиной, противодействующей отклонению ко лонки. П ри изменении балансировочного отклонения в случае из менения р еж и м а полета необходимо сместить точку опоры А пружинного з а г р у ж а т е л я 4, отклоняя тем самы м колонку ш тур вал а и руль высоты на требуемую величину. Это осущ ествляется включением механизм а триммерного эффек$ та, который медленно перем ещ ает точку опоры А загрузочной пру жины. Д л я получения приемлемого х а р а к т е р а изменения усилий на | Колонке ш т у р в ал а во всем летном д и ап азон е скоростей (на взлет н о -п о с а д о ч н ы х р еж и м ах потребные отклонения руля высоты боль, чем для реж им ов наб о ра высоты, снижения и крейсерского по303 л ета) обычно загрузочные устройства или имеют пружины с р а з ной жесткостью (одна пруж ина д ля взлетно-посадочных режимов, д р у гая — п о летн ая), или, к а к это представлено на рис. 175, а, ме ханически меняют плечо оси в ращ ения колонки. Электромеханизм 3 см ещ ает точку Б, к которой крепится пружинный заг р у ж а те л ь 4 и меняет радиус (плечо) вращ ения. Н а взлетно-посадочных р е ж и м ах радиус в ращ ения наименьший, и усилия на колонке характеризую тся кривой «взлетно-посадочная пруж ина» на рис. 175, б. В полетном положении за счет увеличения радиуса в ращ ения точки Б усилия на колонке определяю тся кривой «по л етн ая пружина». Переключение со взлетно-посадочного реж им а на полетный осу щ ествляется автоматически электромеханизм ом 3, связанны м с си стемой зак ры л ков при их уборке. Н а рис. 175, в и зо б р а ж ен а принципиальная схема системы устойчивости и управляемости, блок усиления и сигнализации ко торой реагирует на изменение угловой скорости т а н г а ж а coz. Сиг нал coz вводится в исполнительный механизм системы через фильтр высоких частот, чтобы исключить ненужное отклонение руля в ы соты на постоянную величину от сигнала coz= c o n s t при р ав н ом ер ном вращ ении сам олета во время выполнения маневров (фильтр высоких частот пропускает только высокую частоту изменения уг ловой ско р о сти ). Отклонение руля высоты от автоматического устройства для р а с см атриваемой схемы при управлении пилотом (ш турвальное у п р а в ление) определяется следующим вы раж ением: Д8В = kaz Шг + B kq(< J — Д^к, где Абв — угол отклонения руля высоты от рулевого агрегата САУ; coz — у гловая скорость т а н г а ж а ; k(oz — передаточное число по угловой скорости та н га ж а , град р у л я / с е к k q — пере даточное число по скоростному н ап ору г ра д р у л я/ с е к; ДЛк — отклонение колонки; k XK— передаточное число по отклонению колонки; В — звено, обеспечивающее апериодическое нарастание сигнала ДХь <70 — значение скоростного напора п редваритель ной настройки. Первы й член в ы р аж ен и я представляет собой от клонение руля, создаю щ ее искусственное демпфирование (р а б о та д ем п ф ера т а н г а ж а ) , когда руль отклоняется пропорциональ но угловой скорости т а н г а ж а сог с передаточным числом k^zВторой член п р едставляет собой отклонение руля высоты, соот ветствующее некоторому ходу выходного звена рулевого а г р е га та (сигнала у п рав л яем ости ). М н ож и тель В о т р а ж а е т наличие апе риодического звена, б ла го д а р я которому при скачкообразном от клонении колонки на величину ДХК отклонение руля нарастает апериодически с некоторым значением постоянной времени (з а пазды ваю щ ий фильтр д л я фильтрации высоких частот пропускает только переменную составляю щ ую a z) . 304 Произведение kq ( q — q0) k x K ДХ„ определяет следующее. Д л я того, чтобы пилот о щ ущ ал величину отклонения колонки ш турвала, введена загрузоч н ая пружина. Д л я того чтобы пилот по силе противодействия загрузочной пружины ощ ущ ал величину действующей на самолет перегрузки (в реж и м е ручного уп р ав л е ния он не д о лж ен допускать отклонений колонки, приводящ их к возникновению пу больших допустимых), необходимо, чтобы з а д а в а е м а я п е р е г р у з к а в о з н и к а л а при одном и том ж е о т к л о н е н и и к о л о н к и независимо от р еж и м а полета или, что то ж е самое, чтобы величина отклонения колонки на единицу Л * К приращ ения перегрузки - д , бы ла примерно постоянной. Д л я п о дд ер ж ан и я постоянного значения с необходимой точностью в системе САУ предусмотрена специальная автоматика. Определим приращ ение коэффициента продольного демпфиро вания для ( Дот“г) за счет искусственного демпфирования. Н априм ер, самолета Ту-154 (G = 78 500 кГ; М = 0 ,8 ; V = 2 4 0 м/сек; Я = 1 0 0 0 0 м; р = 0 , 0 4 2 к Г - с е к 2/ м 4) = — 14,4. З а счет авто матики в системе продольного управл ен ия дем пф ирование увели чивается на величину ( 4 ">? ) „ „ - < Д л я р ассм атриваем ого р еж и м а ( м ) н - 57-3 т г = — 0,016, а к и>г=^ 1,0, тогда H ’L - ' H 016 i d i r 57'3 - ~ 4 1 '5 ' Вследствие этого ней тральная центровка самолета смещается н а з а д на величину ~ 1 0 % С А Х (Ддгн= 0 , 1 ): Д*н = J 2т РSbA L ) аот = ± ( - 4 1 ,5 ) = 2-78 500 9 .8 1 -0 .0 4 2 -1 8 0 -5 .2 8 5 _ - 0 ,1 ; ggg § 8. РАБОТА САУ В СИСТЕМ Е У П РА В Л ЕН И Я Э Л ЕРО Н А М И Н а рис. 176, а п редставлен а прим ерная схема управл ен ия э ле ронами самолета, имеющего САУ. У довлетворительные х а р а к те ристики боковой устойчивости и управлямости, хорошие д ем пф и рую щ ие свойства самолета, создаю щ ие интенсивное затухание боковых колебаний, обеспечиваются системой устойчивости и уп равляемости, включенной в систему уп равлен ия элеронам и через рулевой агрегат САУ. 305 Рис. 176. Схема управления элерона ми (а ); принципиальная схема работы си стемы устойчивости и управляемости (б );. характеристика пружинного загруж ателя ( в ) ; / — секторная качалка; 2 — штурвал первого пило та; 3 — тяга; 4 — трехплечая качалка; 5 — п ру жинный загруж атель; 6 — электромеханизм трим м ерного эф ф екта; 7 — датчик углов скольж ения; 8 — датчик скоростного напора; 9 — кворум-элемент; 10 — блок усиления и сигнализации; 11 — усилитель постоянного тока; 12 — рулевой агрегат; 13 — рулевой привод; 14 — элероны; 1 5 — вы ходн ое звено рулевого агрегата; 16 — коромысловая качалка Рулевой агрегат 17 включен д иф ф еренциально (так же, к а к в системе управления рулем высоты), поэтому при ручном у п р а в лении поворот ш тур в ал а п ередается через проводку управления только золотникам рулевых приводов и пружинному загр у ж ател ю 5, но не передается выходному звену рулевого агрегата 15. Выход ное звено рулевого агрегата мож ет п ерем ещ аться только под д е й ствием уп равляю щ и х сигналов, в ы р абаты в аем ы х системой а в т о м а тического управления, при этом его перемещение передается через проводку управления только золотникам рулевых приводов, но не передается штурвалу. Искусственное дем пф ирование крена осущ ествляется отклонени ем элеронов пропорционально угловой скорости крена и*. Сигналы поступают с блока демпфирую щ их гироскопов (рис. 176, б). 306 Отклонение элеронов от автоматического устройства для схе мы, приведенной на рис. 176, при управлении пилотом (ш ту рваль ное у п р а в л е н и е ) характеризуется с л е д у ю щ и м уравнением: Д8 Э = Ки>л Шг + В к ХштЬ Х шт +/£(з (<7 1 М) р, где Дбэ — угол отклонения элеронов от рулевого агрегата САУ; (Ох — у гл о вая скорость крена; к шх — передаточное число по угловой скорости крена; Р — угол скольжения; /ср — передаточ ное число по углу скольжения, зав и ся щ ее от скоростного н ап о р а и числа М; ДХШТ— отклонение ш ту рвал а; /гХшт — пере даточное число по отклонению ш турв ал а ; В — звено, обеспе чиваю щ ее апериодичное н арас тан и е сигнала Д ^ шт при скачко образном отклонении ш ту р в ал а с определенной постоянной вре мени. Первы й член п р едставляет собой отклонение элеронов, созд а ю щее искусственное дем пф ирование (работа дем п ф ер а к рен а). Величина отклонения пропорциональна угловой скорости крена (ох с передаточным числом к Шх. Второй член п р едставляет собой отклонение элеронов, соответ ствующее ходу выходного звена рулевого агрегата. М ножитель В о т р а ж а е т наличие апериодического звена, б ла го д а р я которому при скачкообразном отклонении ш тур в ал а (ДХШт) отклонение эл е р о нов н ар ас тает апериодически с определенной постоянной времени. Третий член пред ставл яет собой отклонение элеронов при сколь жении самолета, когда устраняется излиш няя поперечная устой чивость сам ол ета (чтобы самолет со стреловидным кры лом не кре нился резко при отклонении рул я н ап р ав л ен и я ). Н али ч ие этого сигнала приводит к тому, что при отклонении руля нап равлен ия и возникновении скольж ения самолет не кренится, а начинает дви гаться боком (иными словами отклонение руля нап равлен ия не со зд ает кренение с а м о л ет а). Н а больших числах М отклонение эл е ронов по сигналу Р исклю чает появление обратной реакции. З а счет искусственного д ем пф ирования значение коэффициен та демпфирования крена значительно изменяется. Н апример, для сам олета со стреловидным крылом было получено на взлетном ре ж и м е (1/Пр = 2 8 0 км/ ч) т™х = — 0,385 без автоматики и — 0,632 с демпфером крена. С помощью системы устойчивости и управляемости на малых скоростях полета устранено т а к н азы ваем ое зависание самолета по крену (см. § 5 этой г л а в ы ). Усилия при отклонении элеронов оп ределяются по рис. 176, в. § 9. РАБОТА САУ В СИСТЕМ Е У П РА В Л ЕН И Я РУ Л ЕМ Н А П РА В ЛЕН И Я Н а рис. 177, а п редставлена прим ерная схема у правления рулем направления при наличии системы автоматического управления (С А У ). Рулевой агрегат / здесь т а к ж е включен дифф еренциально 307 Рис. 177. Схема управле ния рулем направления ( а ) ; принципиальная схема работы системы устойчивости и уп равляемости (б ); характери стика пружинного загруж ателя ( в ) : ! ^ , А ^70 =Д*Га град 'Зона триппиоиВания i 5 1 — рулевой агрегат; 2 — электро механизм триммерного эффекта; 3 — взлетно-посадочный загр уж атель; 4 — качалка; 5 — педали; 5 — полетный пружинный загр уж атель; 7 и 9 — тяги; 8 — выходное звено рулевого агрегата; 1 0 — блок дем пф ирую щ их гироскопов; 11 — усилитель постоянного тока; 1 2 — блок усиления и сигнализации; 13 — кворум-элемент; 14 — рулевой привод; 15 — руль направления (см. § 7 и 8). В системе уп равлен ия рулем н ап р ав л ен и я имеются д в а з аг р у ж ател я ; взлетно-посадочный 3 и полетный 6. П ри выпу щенных за к р ы л к а х в работу вступает взлетно-посадочный загруж атель; после их уборки — полетный з а г р у ж а т е л ь (рис. 177, в). П ри аварийной ситуации отключение полетного (дополнительного) за г р у ж а т е л я осущ ествляется специальным переключателем. Сис темой устойчивости и управляемости (СУУ) решены вопросы улуч шения х арактери сти к путевой устойчивости и управляемости. 308 Отклонение руля нап равлен ия от автоматического устройства (см. рис. 176,6) при управлении пилотом (управление от педалей) для всех р еж им ов полета определяется вы раж ением Д8Н= Кшу Шу А, где Д б н — угол отклонения руля нап р авл ен ия от рулевого агре гата САУ; (£>у — у гл овая скорость ры скания; лгш у — п ереда точное число системы управления по угловой скорости р ы ска ния; А — звено, обеспечиваю щее действие уп равляю щ его сиг н а л а по угловой скорости ры скания только в переходном про цессе или в реж и м е колебания самолета. Такой закон обеспечивает отклонение руля нап равл ен ия д ля создания демпфирования только в переходном процессе или в ре ж и м е колебаний самолета. Если коэффициент д ем пф ирования ры скания на взлете ( V n p = = 280 км/ч) т “ у = — 0,228 д ля са м олета без автомата, то с демп фером ры скания он составляет — 0,953. При постоянной угловой скорости у п равляю щ и й сигнал и от клонение руля нап р авл ен ия равны нулю, б ла го д а р я чему н е ж е л а тельное скольж ение не имеет места. Известны и другие законы работы д ем п ф ер а ры скания. Н а п р и мер на самолете Т у -134, где установлен только один демпфер ры с кания, с выпуском зак ры л ков подклю чается сигнал по сож, т а к ж е улучш ающ ий боковую уп равляем ость сам олета на взлетно-посадочных реж и м ах (больших углах а та к и ). З а к о н уп равлен ия рулем н аправления имеет следующий вид: Н азначен и е сигнала со* — улучш ить уп равляем ость сам о лета по крену, вернее, повысить эффективность элеронов. П ри накренении самолета с угловой скоростью ых д о бавл яется отклоне ние руля направления, пропорциональное А 8 ш= К ы х и>х в сторону крена. 1 Таким образом, одновременно с улучшением характери сти к Затухания и уменьшением колебаний бокового движ ения увеличи вается эффективность поперечной управляемости за счет устр ане ния зависания сам олета по крену. При работе дем п ф ер а ры скания улучш ается затухани е боковых колебаний. Амплитуда колебаний <за один период ум еньш ается настолько, . 1. АI что величина т зат = ^ - с у щ е с т в е н н о увеличивается. Уменьшение угловых скоростей при включенном д ем п ф ере ры с кания после создания импульса рулем нап равлен ия (см. рис. 173) Снижает период колебаний до 4— 5 сек, т зат ~ 3 —4. 309 § 10. О Б Щ И Е С ВЕ ДЕ Н ИЯ О БОРТОВЫ Х СИСТЕМАХ АВТОМ АТИЧЕСКОГО У П РА В Л ЕН И Я П ОЛЕТОМ САМОЛЕТА М ноголетняя практика эксплуатации п ассаж и рских т у р б о р еак тивных, а т а к ж е и турбовинтовых самолетов п оказа л а, что д ля по вышения безопасности и регулярности полетов и облегчения труда летного состава необходимо автом атизировать систему управления самолетом. Пилот д олж ен быть освобожден от необходимости вы полнять такие операции, с которыми он справляется хуж е авто мата. Известно, что для управления современным самолетом необхо д им а р азн ооб р азн ая информ ация о п ар ам ет р ах полета, работе д ви гателей, исправности навигационных систем и т. п. Возможности пилотов по ее восприятию и переработке весьма ограничены, осо бенно на таких этап ах полета, к а к взлет и посадка, когда наибо л ее ощутим дефицит времени. Увеличение об ъем а необходимой информации приводит т а к ж е к увеличению количества приборов, устанавливаем ы х на самолете, что создает дополнительные тру д ности. Д л я принятия решения необходимо сопоставить большое количество парам етров. Н а отдельных этап ах полета необходимо выполнять сложны е вычислительные операции, скоротечность про цессов которых пилоту неподсильна. К роме того, практика сам о летостроения не в состоянии одними только конструктивно-аэроди намическими методами обеспечить приемлемые динамические х а рактеристики самолета во всем д и ап азо н е скоростей и высот по л ета. Н а помощь приш ли автоматические устройства, которые р а з грузили пилота (стало возмож ны м больше уделять внимания кон тролю за п ар ам етр ам и движ ения самолета) и улучшили х а р а к т е ристики устойчивости и управляемости. Системы управления современных самолетов могут быть неав томатические, полуавтоматические и автоматические. При н е а в т о м а т и ч е с к о й с и с т е м е у п р а в л е н и я все функции по управлению самолетом выполняет пилот, при ав то м а тической — автопилот. П ри п о л у а в т о м а т и ч е с к о й с и с т е м е у п р а в л е н и я самолетом основное уп равляю щ ее воздействие осущ ествляет пилот •с помощью рулевых приводов, но часть функций — вычислительные ■операции — выполняют пилотаж ны е системы. С овременная бортовая система автоматического у п р ав л ен и я1, в которую автопилот (в прежнем понимании) входит в качестве со ставной части, позволяет осущ ествлять полет по задан н ой тр ае к тории из одного пункта в другой без вм еш ательства пилота (н а пример, самолет И л-62). Подобными, но еще более совершенны 1 Б е л о г о р о д с к и й С. Л . П илотаж ны е бортовые системы. — «Г раж дан ск ая авиация», 1968, № 6, с. 20—21. 310 ми системами о сн ащ аю тся самолеты Ту-154 иТ у-144. Н а рис. 178, сг представлена принципиальная схема бортовой системы автом ати ческого управления д ля маршрутного полета. С игналы отклонения самолета по крену у , т а н г а ж у -в-, курсу Дг|;, снимаемые с гировер тикали и курсовой системы, необходимы д л я стабилизации угло вых движений самолета. Д л я улучшения качества стабилизации1 этих движений используются сигналы угловых скоростей самолета ©ж, соу, сог, измеряемы е с помощью дифф еренцирую щ их гироскопов. Отклонения самолета от заданной высоты А Н измеряет кор ректор высоты, а отклонение скорости о т ее заданного значения A V -— корректор скорости. И н ф о рм ац и я о боковом смещении с линии пути AZ поступает от навигационного вычислителя, об от~ а) \ГироВертикаль " /, v Э -С Е > Курсовая с и с тема £ «о пов Е Корректор Высоты ДН О Корректор ско рости AV О Навигационный Вычислит ель вы сот ы Обратная связь «CS Блок демпфиру ющих гироско Руль 0ы соты \Рулевая м а - AZ Со е =3 Радиотехничес кая сист ема н ави гац и и связь -C S - у Р улевая ма шинка руля направления Р уль направления Обратная связь э- ^3^3 Элероны Р улевая ма шинка э л е ронов______ Обрат ная --------------- ^ П ул ь т у п р а в л ен и я -С Е > -о CQ б) Руль Высоты Датчик усилий. А РулеВая машинка автопилота Датчик у воздушной скорости Управляю щее уст ройство Триммер руля высоты Электро механизм триммера Вычисли- I 1УсилиРулебая —*■ тельное Ц-—1т ель --- машин устройство ка 1 о УпраВление тя гой. дви гателей Муфта сцепле ния Задат чик скорости Рис. 178. Упрощенная схема бортовой системы автоматического управления Маршрутным полетом (а); схема автом ата триммирования (б ); схема авто* матического управления скоростью полета (в) 311 клонениях от заданного ази м ута сообщ ает радиотехническая си стема навигации. При помощи пульта уп равлен ия зад аю тся необ ходимый крен уз и т а н г а ж Фз. Сигналы от датчиков и пульта у п равления, преобразованны е в вычислительном устройстве и уси ленные в соответствующих усилителях, поступают в рулевые м а ш и ны, отклоняю щ ие рулевы е поверхности самолета. Углы отклоне ния рулей и элеронов находятся в определенной функциональной зависимости от величин этих сигналов. По р езу л ьтатам летных ис пытаний исходя из условия получения оптимального качества с т а били зац и и подбираю тся величины передаточных отношений. Если, папример, самолет накренился на 3°, а ру л евая м аш ина отклонила элероны на 1°,5, это значит, что передаточное отношение равно 0,5. Обычно стремятся т а к вы б рать передаточные отношения, что бы качество стабилизации было удовлетворительным во всем д и а пазоне реж им ов полета. В бортовые системы автоматического уп равлен ия входят и так н азы ваем ы е автоматы тр и м м и р о в ан и я1, • которые предназначены д л я снятия со ш тур в ал а усилий, вызванных изменением реж им а б алансировок. Они состоят из динамометрического датчика уси лий, устанавли ваем ого м еж д у рулевой машиной автопилота и р у л ем высоты, уп равляю щ его устройства и электром ехан изм а у п р ав ления триммером (см. рис. 178, б ) . С игналы с датчика в виде э л е к трического напряж ения, пропорционального усилию в тяге, посту пают в у п равляю щ ее устройство. Отсюда после преобразования, усиления и прохождения цепи за д е р ж к и они подаю тся на электро механизм. Основной элемент цепи зад ер ж к и — реле времени, кото рое с р а б а т ы в ае т через несколько секунд после появления сигнала. П оэтому ток к электром ехан изм у три м м ера поступает только в том случае, когда продолжительность действия усилия в тяге больше времени зад ер ж ки . Б л а г о д а р я этому автом ат триммирования сни мает только длительно действующие усилия, вызванные п ереба лансировкой самолета, и не реагирует на кратковременные, я в л я ющиеся результатом уп равляю щ и х отклонений руля высоты. Автоматическое уп равлен ие скоростью полета осуществляется путем регулирования тяги д ви гателя с помощью т а к назы ваемы х автоматов тяги. Принцип действия такого автом ата заклю чается в следую щ ем (см. рис. 178, в ) . Сигнал, пропорциональный скорости полета V, поступает с выхода датчика воздушной скорости на сум матор. Сюда ж е подается сигнал с зад атч и ка скорости V3. Если скорость самолета отличается от заданной, то разностный с и г н а л A V = V— V3 поступает на вычислительное устройство, на в ы х о д е которого включен усилитель. Р у л е в а я м аш ина ав том ата через м уф ту подключена к ры чагам уп равлен ия тягой. Б л а г о д а р я муфте, пи лот мож ет в любой момент пересилить действие рулевой м а ш и н ы и изменить реж им работы двигателей. 1 Д л я тех систем управления самолетом, где отсутствует бустерная система, яапример самолеты Т у -134 и Ил-62 (в продольном и поперечном к аналах). 312 Несколько слож нее обстоит дело со стабилизаций самолета на заданной траектории при зах од е на посадку. П илотирование с а молета ведется здесь в условиях значительного изменения р е ж и мов полета: высоты, курса, отклонения скорости и т. д. П илот в связи с этим д олж ен непрерывно следить за большим количеством приборов и на основе а н ал и за их показаний принимать решения по управлению самолетом. Д л я этого в его распоряж ении часто оказы ваю тся буквально считанные секунды. П ри захо д е на п осад ку пилот непрерывно о щ ущ ает дефицит времени. Н апри м ер, толь ко д ля управления боковым движ ением сам олета необходимо по лучить и п роан ал и зи ро в ать информ ацию о его курсе, крене и от клонении от равносигнальной линии курсового р ад и о м ая ка. Зд ес ь на помощь э к и п а ж у (особенно при полуавтоматическом у п р ав л е нии) пришли к о м а н д н ы е п и л о т а ж н ы е с и с т е м ы 1, кото рые освободили пилота от необходимости ан ал и зи ро вать п о к а за ния пилотаж ны х приборов и в ы р абаты в ать реш ения на самом сложном участке зах од а от н ач ал а четвертого р азв о рота до выхо да на ближ ню ю приводную радиостанцию , в ы д а в а я готовую ко м ан ду, как уп рав л ять самолетом. С применением ком андны х п илотаж ны х систем бы ла а в то м а тизирована только часть процесса уп равлен ия заходом на посад к у — вычислительные операции, поэтому пилотаж ны е системы с этими приборами иногда н азы ваю т полуавтомати ческими. Эффективность использования этих систем возрастает во мно го раз, если сигналы с вычислителей подаю тся в автопилот. Это повышает точность з ах о д а на посадку, т а к к а к автопилот обеспе чивает более точную отработку сигналов отклонений, чем пилот при ручном пилотировании (автоматический за х о д ). Во-вторых, пилот, освобожденный от непосредственного управления полетом, имеет возможность сосредоточить свое внимание на контроле за движ ением самолета, ведении связи с землей и т. п., что в конеч ном счете повышает безопасность. Н а рис. 179 п редставлена уп рощ енная схема бортовой системы автоматического управления Б С У -ЗП , установленной на сам олетах Ту-124, Ту-134, Ту-134А и др, Б С У -З П п редставляет собой объединенную систему управления полетом, вклю чающ ую в себя автопилот, п илотаж но-навигацион ную систему и автом ат триммирования. Основным в Б С У -З П я в л я ется автоматический и директорный з а х о д на посадку после сни ж е н и я са м олета с высоты круга до # = 6 0 м. При этом приборы пи лотажно-навигационной системы обеспечивают пилоту непрерыв ный визуальны й контроль з а реж им ом полета, выполняемым Б С У -З П . Пилот, исходя из сложивш ейся обстановки, мож ет в л ю бой момент процесса автоматического у правления перейти на у п равление по командны м стрелкам. 1 К омандная пилотаж ная система (или пилотаж но-навигационная система) имеет вычислительное устройство для сопоставления сигналов от датчиков и выработки команд управления (отклонения стрелок пилотажных приборов). 313 Командный пилотаж ный прибор й) Навигационный курсовой ^ прибор €> Н РП H ° i и ti°Z . ГРП №1 и Н°2 В ы ч и сл и тель ком андно- пилотаж< ноц. с и с темы № I *3 5§i ЕЕ *->t к3 Q Гироверти кали. №1 и №2 <ЦА в т о т р и м м е р Компасы № I и №Z А вт о пилот Руль Высоты Элероны Руль направле ния ДУСы Сист ем а конт роля | /ть у Корректор Высоты Рис. 179. Упрощенная схе ма бортовой системы автом ати ческого управления заходом на посадку (а) и пилотажный прибор ( б ) : 1 — указатель глиссад; 2 — шкала указателя глиссады; 3 — шкала тангаж а; 4 — указатель скольж е ния; 5 — ручка установки началь ного тангаж а; 6 — шкала крена; 7 — указатель крена; 8 — указатель тан гаж а; 9 — командная стрелка продольного движения; 10 — командная стрелка бокового дви ж ения П р и н ц и п р а б о т ы Б С У - З П . Н а вход в вычислитель по с ту п аю т сигналы от датчиков: курсового радиоприем ника (К Р П ) , ком паса или курсовой системы и гировертикали. В вычислителе ■вырабатывается сигнал (директорны й), подаваемы й в п и л о та ж ный прибор, в котором имеются две ком андны е стрелки: верти к а л ь н а я (курсовая) и горизонтальная (г л и с с а д н а я ). П и л отаж н ы й прибор п редставляет собой комбинированный при бор, совмещ аю щ ий командный нуль-прибор (прибор, у которого .314 правильный курс по оси В П П и движ ение по заданной траектории или глиссаде соответствует нулевому положению стрелок), дистан ционный авиагоризонт, у к а зател ь глиссады или зад ан н ой тр аекто рии снижения и у к а зател ь скольж ения (см. рис. 179, б). Командный нуль-прибор состоит из двух подвижных систем: продольной и боковой. К омандны е стрелки 10 и 9 прибора о б р а зу ют перекрестие. И х отклонение относительно центра черного к р у ж ка является командой по изменению бокового и продольного д в и жений. П олож ение стрелок в центре черного к р у ж к а означает, что самолет летит по траектории или правильно выходит на нее. Отклонение курсовой командной стрелки 10 у ка зы в ае т на не обходимость создания' крена, точнее выполнения координирован ного р азворота с креном определенной величины. П ри таком кре не стрелка у станавли вается в среднее положение. Если ж е самолет накренить на больший угол, то стр ел ка перейдет через среднее положение в противоположную сторону, у к а зы в ая на необходи мость уменьшения крена. Это достигается следую щим образом. В вычислителе в зависимости от значений сигналов отклонения ог равносигнальной линии и заданного магнитного курса посадки в ы раб аты в аетс я сигнал заданного крена. Его величина в ка ж д ы й момент такова, что разворачи ваю щ и йся самолет летит по опти мальной траектории выхода на равносигнальную линию курсово го м а яка , а затем стабилизируется на этой линии. Одновременно автоматически подбирается угол сноса. Сигнал заданного крена проходит через ограничитель на сум матор. Туда ж е от гировертикали поступает сигнал текущего кре на самолета. В сум маторе сигналы вычитаются, и их разность по д ается на командны й прибор. Если крен са м олета равен зад ан н о му, то сигналы точно компенсируют друг д руга и ком ан дн ая стрел ка находится в соседнем (нулевом) положении. Если ж е крен меньше заданного, то под действием разностного сигнала к о м ан д н ая стрелка уходит из среднего полож ения, у к а зы в ая на необхо димость его увеличения. Наоборот, если создать большой крен, ком ан дн ая стрелка отклонится в сторону, противоположную имею щ емуся крену, у к а зы в а я летчику на необходимость его уменьш е ния. Смещение горизонтальной командной стрелки 9 вверх п о казы вает, что д л я правильного выхода на глиссаду (заданную т р ае кто рию) колонку ш ту рв ал а необходимо тянуть на себя, при смещении стрелки вниз — наоборот, отклонять колонку от себя. Д и с тан ц и онный авиагоризонт состоит из двух подвижных систем: крена и т а н г а ж а . Крен самолета отмечается на ш к ал е индикатора полож е нием у к а за т е л я крена 7. Отсчет углов производится по ш к ал е к р е нов 6. Д л я отсчета углов т а н г а ж а с л у ж а т д ве в ращ а ю щ и еся полусфе рические картуш ки, на поверхности которых нанесены отметки шкалы 3 и линия искусственного горизонта, которая делит шкалу на две половины. Неподвиж ны й у к а за т е л ь 8 является нулевым индексом т а н г а ж а . Отклонение ш к ал ы от нулевого полож ения у к а за 5 зы вает о наборе или снижении высоты полета. П ри отклонении стрелки 1 вверх самолет находится н иж е глиссады (или заданной траектории) и наоборот. Если стрелка глиссады находится на ну левой отметке, са м олет летит по глиссаде. Таким образом, управление самолетом по обобщенным директорным сигналам сводится к в ы держ иванию пилотом директорных стрелок в центре ш калы. Навигационно-курсовой прибор (см. рис. 179, а) предназначен д л я работы в комплексе навигационного оборудования с целью наглядной индикации: полож ения са м олета в горизонтальной плос кости, полож ения са м олета относительно траектории в в ерти кал ь н о й плоскости, дальности полета «на» или «от» радиостанции и т. д. Ещ е более совершенными и н адеж ны м и системами, обеспечи в аю щ и м и управление полетом почти на всех этапах, вклю чая з а ход на посадку, о сн ащ аю тся самолеты Ту-154 и Ту-144. Н апример, система САУ самолета Ту-154, помимо улучшения характеристик ■устойчивости и управляемости и автоматического п редотвращ е ния выхода са м олета на критические реж им ы полета по углу ата,ки и перегрузке, выполняет следую щие функции: стабилизирует самолет относительно трех осей и по высоте /полета; выполняет координированные развороты, набор высоты и сни ж е н и е по сигналам с пульта уп равлен ия пилота; совместно с навигационно-пилотажны м комплексом выполняет ;полет в реж им ах: а) полуавтоматического и автоматического управления; б) полуавтоматического и автоматического предпосадочного м аневра; в) автоматического разворота д ля входа в створ В П П (четвер того развор ота) и автоматического з а х в а т а глиссады; г) полуавтоматического и автоматического захо д а на посадку до высоты 30 м при видимости 400 м (II категория И К А О ) по сиг н а л а м курсо-глиссадных маяков.

Аэродинамика Лигум

Related documents

Products

Support

Аэродинамика Лигум

Related documents

Add this document to collection(s)

Add this document to saved

Suggest us how to improve StudyLib