Летательные аппараты и двигатели (часть 1)

Конспект лекций по МДК 01.01 «Летательные аппараты и двигатели» (Часть 1) ПМ.01 Техническая эксплуатация электрифицированных и пилотажно-навигационных комплексов для специальности 25.02.03 Техническая эксплуатация электрифицированных и пилотажно-навигационных комплексов Конспект лекций составлен в соответствии с рабочей программой по профессиональному модулю ПМ.01. В конспекте лекций рассматриваются основы аэродинамики и механизация крыла. СОДЕРЖАНИЕ 1. Основы аэродинамики летательных аппаратов 3 1.1. Строение и состав атмосферы 3 1.2. Основные свойства воздуха 10 1.3. Международная стандартная атмосфера 16 1.4. Основные уравнения аэродинамики 18 1.5. Геометрические характеристики профиля и несущих 23 поверхностей 23 1.5.1. Системы координат применяемые в авиации 23 1.5.2. Геометрические характеристики основных частей самолета 25 1.5.3. Силы, действующие на летательный аппарат 38 1.5.4. Аэродинамические силы и аэродинамические характеристики профиля 44 1.5.5. Аэродинамические силы и аэродинамические характеристики несущей поверхности 47 2. Механизация крыла 62 2.1. Закрылки 64 2.2. Предкрылки 68 2.3.Флапероны 69 2.4. Спойлеры 71 2.5.Управление пограничным слоем 74 2.6. Аэродинамика больших скоростей 80 2.7. Горизонтальный полет самолета 102 2.8. Подъем самолета 130 2.9. Планирование самолета 140 2.10. Неустановившееся движение самолета 148 2.11. Вираж самолета 161 Используемая литература 177 1. Основы аэродинамики летательных аппаратов Аэродинамика – это наука об общих законах движения газа (преимущественно воздуха), а также о взаимодействии газа с движущимися в нем телами. Это взаимодействие может быть механическим и тепловым, в результате чего на ЛА в процессе его полета в атмосфере действуют аэродинамические силы, происходит нагрев его поверхности. Именно благодаря аэродинамическим силам возможен полет самолета или вертолета, т.е. аппаратов тяжелее воздуха. Однако аэродинамические силы не только поднимают ЛА в воздух, но и создают вредное сопротивление его движению, а нагрев поверхности ЛА приводит к изменению прочностных характеристик его конструкции. Величины аэродинамических и тепловых нагрузок зависят от формы ЛА и режимов его полета (скорости, высоты). В связи с этим основной задачей аэродинамики является выбор рациональной внешней формы ЛА с целью получения заданных летно-технических характеристик (ЛТХ), а также определение аэродинамических нагрузок и тепловых потоков, действующих на поверхность ЛА, для прочностных расчетов. 1.1. Строение и состав атмосферы Полеты ЛА гражданской авиации происходят в атмосфере Земли, поэтому при создании и эксплуатации ЛА необходимо учитывать строение и параметры атмосферы (давление, плотность, температуру). Рассмотрим строение атмосферы. Атмосферой называют газовую оболочку, которая благодаря воздействию гравитационного поля Земли удерживается ею и вращается вместе с планетой как единое целое. Плотность воздуха и атмосферное давление максимальны у поверхности Земли, а с подъемом на высоту постепенно уменьшаются. Воздух, составляющий атмосферу, представляет собой механическую смесь газов. В нижних слоях атмосферы содержание газов в объемных долях следующее: азот (N2) ~ 78 %, кислород (O2) ~ 21 %, аргон (Ar) ~ 0,93 %, другие газы (в том числе CO2 – углекислый газ) ~ 0,07 %. До высоты 90 км относительный состав основных компонентов атмосферы практически не изменяется. Кроме газов в нижних слоях атмосферы содержится большое количество паров воды, а также пыль, различные химические соединения (особенно над городами и промышленными центрами). Атмосфера Земли имеет четкое слоистое строение (рис. 1). При этом под влиянием центробежных сил, возникающих при вращении планеты, атмосфера, как и сама Земля, сплющена у полюсов, а в районе экватора имеет несколько большую толщину. В атмосфере можно выделить следующие слои: • Тропосфера, • Стратосфера, • Мезосфера, • Термосфера, • Экзосфера Границы между слоями не резкие и их высота зависит от широты и времени года. Слоистая структура - результат температурных изменений на разных высотах. Погода формируется в тропосфере ( нижние примерно 10 км: около 6 км над полюсами и более 16 км над экватором). И верхняя граница тропосферы выше летом, чем зимой. Рисунок 1. Строение атмосферы Тропосфера Нижняя часть атмосферы, до высоты 10-15 км, в которой сосредоточено 4/5 всей массы атмосферного воздуха, носит название тропосферы. Для нее характерно, что температура здесь с высотой падает в среднем на 0.6°/100 м (в отдельных случаях распределение температуры по вертикали варьирует в широких пределах). В тропосфере содержится почти весь водяной пар атмосферы и возникают почти все облака. Сильно развита здесь и турбулентность, особенно вблизи земной поверхности, а также в так называемых струйных течениях в верхней части тропосферы. Высота, до которой простирается тропосфера, над каждым местом Земли меняется изо дня в день. Кроме того, даже в среднем она различна под разными широтами и в разные сезоны года. В среднем годовом тропосфера простирается над полюсами до высоты около 9 км, над умеренными широтами до 10-12 км и над экватором до 15-17 км. Средняя годовая температура воздуха у земной поверхности около +26° на экваторе и около -23° на северном полюсе. На верхней границе тропосферы над экватором средняя температура около -70°, над северным полюсом зимой около -65°, а летом около 45°. Давление воздуха на верхней границе тропосферы соответственно ее высоте в 5-8 раз меньше, чем у земной поверхности. Следовательно, основная масса атмосферного воздуха находится именно в тропосфере. Процессы, происходящие в тропосфере, имеют непосредственное и решающее значение для погоды и климата у земной поверхности. В тропосфере сосредоточен весь водяной пар и именно поэтому все облака образуются в пределах тропосферы. Температура уменьшается с высотой. Солнечные лучи легко проходят через тропосферу, а тепло, которое излучает нагретая солнечными лучами Земля, накапливается в тропосфере: такие газы, как углекислый газ, метан а также пары воды удерживают тепло. Такой механизм прогревания атмосферы от Земли, нагретой солнечной радиацией, называется парниковый эффект. Именно потому, что источником тепла для атмосферы является Земля, температура воздуха с высотой уменьшается. Граница между турбулентной тропосферой и спокойной стратосферой называется тропопауза. Здесь образуются быстро движущиеся ветры, называемые "реактивные потоки" Когда-то предполагали, что температура атмосферы падает и выше тропософеры, однако измерения в высоких слоях атмосферы показали, что это не так: сразу выше тропопаузы температура почти постоянна, а затем начинает увеличиваться Сильные горизонтальные ветры дуют в стратосфере не образуя турбулентности. Воздух стратосферы очень сухой и поэтому облака редки. Образуются так называемые перламутровые облака . Стратосфера Над тропосферой до высоты 50-55 км лежит стратосфера, характеризующаяся тем, что температура в ней в среднем растет с высотой. Переходный слой между тропосферой и стратосферой (толщиной 1-2 км) носит название тропопаузы. Выше были приведены данные о температуре на верхней границе тропосферы. Эти температуры характерны и для нижней стратосферы. Таким образом, температура воздуха в нижней стратосфере над экватором всегда очень низкая; притом летом много ниже, чем над полюсом. Нижняя стратосфера более или менее изотермична. Но, начиная с высоты около 25 км, температура в стратосфере быстро растет с высотой, достигая на высоте около 50 км максимальных, притом положительных значений (от +10 до +30°). Вследствие возрастания температуры с высотой турбулентность в стратосфере мала. Водяного пара в стратосфере ничтожно мало. Однако на высотах 20-25 км наблюдаются иногда в высоких широтах очень тонкие, так называемые перламутровые облака. Днем они не видны, а ночью кажутся светящимися, так как освещаются солнцем, находящимся под горизонтом. Эти облака состоят из переохлажденных водяных капелек. Стратосфера характеризуется еще тем, что преимущественно в ней содержится атмосферный озон, о чем было сказано выше. Мезосфера Над стратосферой лежит слой мезосферы, примерно до 80 км. Здесь температура с высотой падает до нескольких десятков градусов ниже нуля . Вследствие быстрого падения температуры с высотой в мезосфере сильно развита турбулентность. На высотах, близких к верхней границе мезосферы (75-90 км), наблюдаются еще особого рода облака, также освещаемые солнцем в ночные часы, так называемые серебристые. Наиболее вероятно, что они состоят из ледяных кристаллов. На верхней границе мезосферы давление воздуха раз в 200 меньше, чем у земной поверхности. Таким образом, в тропосфере, стратосфере и мезосфере вместе, до высоты 80 км, заключается больше чем 99,5% всей массы атмосферы. На вышележащие слои приходится ничтожное количество воздуха На высоте около 50 км над Землей температура снова начинает падать, обозначая верхнюю границу стратосферы и начало следующего слоя - мезосферы. Мезосфера имеет самую холодную температуру в атмосфере: от -2 до - 138 градусов Цельсия. Здесь же находятся самые высокие облака : в ясную погоду их можно видеть при закате. Они называются noctilucent ( светящиеся ночью). Термосфера Верхняя часть атмосферы, над мезосферой, характеризуется очень высокими температурами и потому носит название термосферы. В ней различаются, однако, две части: ионосфера, простирающаяся от мезосферы до высот порядка тысячи километров, и лежащая над нею внешняя часть - экзосфера, переходящая в земную корону. Ионосфера Воздух в ионосфере чрезвычайно разрежен. Мы уже указывали , что на высотах 300-750 км его средняя плотность порядка 10-8-10-10 г/м3. Но и при такой малой плотности каждый кубический сантиметр воздуха на высоте 300 км еще содержит около одного миллиарда (109) молекул или атомов, а на высоте 600 км - свыше 10 миллионов (107). Это на несколько порядков больше, чем содержание газов в межпланетном пространстве. Ионосфера, как говорит само название, характеризуется очень сильной степенью ионизации воздуха - содержание ионов здесь во много раз больше, чем в нижележащих слоях, несмотря на сильную общую разреженность воздуха. Эти ионы представляют собой в основном заряженные атомы кислорода, заряженные молекулы окиси азота и свободные электроны. В ионосфере выделяется несколько слоев, или областей, с максимальной ионизацией, в особенности на высотах 100- 120 км (слой Е) и 200-400 км (слой F). Но и в промежутках между этими слоями степень ионизации атмосферы остается очень высокой. Положение ионосферных слоев и концентрация ионов в них все время меняются. Спорадические скопления электронов с особенно большой концентрацией носят название электронных облаков. От степени ионизации зависит электропроводность атмосферы. Поэтому в ионосфере электропроводность воздуха в общем в 1012 раз больше, чем у земной поверхности. Радиоволны испытывают в ионосфере поглощение, преломление и отражение. Волны длиной более 20 м вообще не могут пройти сквозь ионосферу: они отражаются уже электронными слоями небольшой концентрации в нижней части ионосферы (на высотах 70- 80 км). Средние и короткие волны отражаются вышележащими ионосферными слоями. Именно вследствие отражения от ионосферы возможна дальняя связь на коротких волнах. Многократное отражение от ионосферы и земной поверхности позволяет коротким волнам зигзагообразно распространяться на большие расстояния, огибая поверхность Земного шара. Так как положение и концентрация ионосферных слоев непрерывно меняются, меняются и условия поглощения, отражения и распространения радиоволн. Поэтому для надежной радиосвязи необходимо непрерывное изучение состояния ионосферы. Наблюдения над распространением радиоволн как раз являются средством для такого исследования. В ионосфере наблюдаются полярные сияния и близкое к ним по природе свечение ночного неба - постоянная люминесценция атмосферного воздуха, а также резкие колебания магнитного поля - ионосферные магнитные бури. Ионизация в ионосфере обязана своим существованием действию ультрафиолетовой радиации Солнца. Ее поглощение молекулами атмосферных газов приводит к возникновению заряженных атомов и свободных электронов, о чем говорилось выше. Колебания магнитного поля в ионосфере и полярные сияния зависят от колебаний солнечной активности . С изменениями солнечной активности связаны изменения в потоке корпускулярной радиации, идущей от Солнца в земную атмосферу. А именно корпускулярная радиация имеет основное значение для указанных ионосферных явлений. Температура в ионосфере растет с высотой до очень больших значений. На высотах около 800 км она достигает 1000°. Говоря о высоких температурах ионосферы, имеют в виду то, что частицы атмосферных газов движутся там с очень большими скоростями. Однако плотность воздуха в ионосфере так мала, что тело, находящееся в ионосфере, например летящий спутник, не будет нагреваться путем теплообмена с воздухом. Температурный режим спутника будет зависеть от непосредственного поглощения им солнечной радиации и от отдачи его собственного излучения в окружающее пространство. Экзосфера Выше 800-1000 км атмосфера переходит в экзосферу и постепенно в межпланетное пространство. Скорости движения частиц газов, особенно легких, здесь очень велики, а вследствие чрезвычайной разреженности воздуха на этих высотах частицы могут облетать Землю по эллиптическим орбитам, не сталкиваясь между собою. Отдельные частицы могут при этом иметь скорости, достаточные для того, чтобы преодолеть силу тяжести. Для незаряженных частиц критической скоростью будет 11,2 км/сек. Такие особенно быстрые частицы могут, двигаясь по гиперболическим траекториям, вылетать из атмосферы в мировое пространство, "ускользать", рассеиваться. Поэтому экзосферу называют еще сферой рассеяния. Ускользанию подвергаются преимущественно атомы водорода, который является господствующим газом в наиболее высоких слоях экзосферы. Недавно предполагалось, что экзосфера, и с нею вообще земная атмосфера, кончается на высотах порядка 2000-3000 км. Но из наблюдений с помощью ракет и спутников создалось представление, что водород, ускользающий из экзосферы, образует вокруг Земли так называемую земную корону, простирающуюся более чем до 20 000 км. Конечно, плотность газа в земной короне ничтожно мала. На каждый кубический сантиметр здесь приходится в среднем всего около тысячи частиц. Но в межпланетном пространстве концентрация частиц (преимущественно протонов и электронов) по крайней мере в десять раз меньше. С помощью спутников и геофизических ракет установлено существование в верхней части атмосферы и в околоземном космическом пространстве радиационного пояса Земли, начинающегося на высоте нескольких сотен километров и простирающегося на десятки тысяч километров от земной поверхности. Этот пояс состоит из электрически заряженных частиц - протонов и электронов, захваченных магнитным полем Земли и движущихся с очень большими скоростями. Их энергия - порядка сотен тысяч электрон-вольт. Радиационный пояс постоянно теряет частицы в земной атмосфере и пополняется потоками солнечной корпускулярной радиации. Воздух – это смесь газов в относительно одинаковых пропорциях, находящихся в большей части атмосферы. Определенный объем сухого воздуха на уровне моря состоит из 21% кислорода, 78% азота и 1% других газов. Начиная с высоты примерно 20 км объем кислорода уменьшается со скоростью 0,3% на 1 км. Примерно на высоте 60 км и выше кислород исчезает. Более низкие слои атмосферы так же содержат пары воды. Количество водяных паров, которое может содержаться в воздухе, зависит от температуры. Можно сказать, что чем выше температура, тем больше водяных паров воздух может удержать. № п/п Газы атмосферы Содержание по объёму (в %) 1 Азот N2 78,084 2 Кислород О2 20,946 3 Аргон Ar 0,932 4 Водяной пар H2O 0,5-4 5 Углекислый газ C О2 0,032 6 Неон Ne 1,818×10-3 7 Гелий He 4,6×10-4 8 Метан C H4 1,7×10-4 9 Криптон Kr 1,14×10-4 10 Водород H2 5×10-5 11 Ксенон Xe 8,7×10-6 12 Закись азота N2O 5×10-5 1.2. Основные свойства воздуха Основные параметры воздуха – температура Т, плотность  и давление р. Уравнение Менделеева- Клайперона m pV  RT ,  где  - молярная масса газа. N2  2N 142  28 г моль R – универсальная газовая постоянная (R 8,31 Дж ) мольК p  RT  Температура воздуха Температура - величина, характеризующая степень теплового состояния тела (газа) или скорость хаотического движения молекул (чем выше температура, тем больше скорость их движения, и наоборот). Температуру воздуха можно измерять по двум шкалам: Цельсия и абсолютной шкале Кельвина. За нуль градусов по шкале Цельсия принято считать температуру таяния льда, а за 100° - температуру кипения воды при атмосферном давлении, равном 760 мм. рт. ст. Если известна температура воздуха у земли, то можно определить температуру воздуха в тропосфере на любой высоте по формуле: tн = tо-6,5Н, где tн - температура воздуха на определяемой высоте; to - температура воздуха у земли; Н - заданная высота, км. Задача Температура воздуха у земли +10°С. Определить температуру воздуха над данным участком земли на высоте 7 км. Решение Тн= 10-6,5*7= - 35,50 Температура воздуха на высоте 7 км равна -35,5°С. Абсолютная температура Температура, отсчитываемая от абсолютного нуля по шкале Кельвина, называется абсолютной температурой. За нуль Кельвинов (К) принята температура, при которой прекращается тепловое передвижение молекул, она составляет-273° по шкале Цельсия (°С). Если известна температура воздуха t по шкале Цельсия, то абсолютную температуру можно найти по формуле: T=t+To, где То=-273К; t - температура воздуха по шкале Цельсия. Зная температуру воздуха у земли по шкале Цельсия, можно найти температуру воздуха на различных высотах по формуле: T=273K+t-6,5H, где Т - температура на высоте Н, К; t - температура воздуха у земли, °С; Н - высота, км. Задача Температура воздуха по шкале Цельсия равна -7°. Определить температуру воздуха на высоте 4 км. Решение: Т=273+(-7)-6,5-4=240 К. Температура воздуха на высоте 4 км равна 240 К. 1. Шкала Цельсия 100°С – точка кипения воды 0°С – точка плавления льда (точка замерзания воды). С = К + 273,15 = (F – 32)/1,8 2. Шкала Кельвина 0°К – абсолютный ноль (минимально возможная энергия тела) К = С + 273,15 = (F + 459,67)/1,8 3. Шкала Фаренгейта 0°F – температура самой холодной зимы в городе, где жил Фаренгейт. (температура смеси вода-лед-нашатырный спирт в соотношении 1:1:1) 100 °F – температура человеческого тела. 96 °F – температура тела здорового человека. Давление воздуха Давление - это сила, действующая на единицу площади перпендикулярно к ней. Всякое тело, находящееся в неподвижном воздухе, испытывает со стороны последнего давление, одинаковое со всех сторон (закон Паскаля). Атмосферное давление объясняется тем, что воздух подобно всем другим веществам обладает весом и притягивается землей (рис.2). Рисунок 2. Давление воздуха P p  S Атмосферным давлением называется давление, вызываемое весом вышележащих слоев воздуха и ударами его хаотически движущихся молекул. За единицу давления принята техническая атмосфера (атм.) - давление, равное одному килограмму силы на один квадратный сантиметр (кгс/см2). Давление обозначается буквой Р, на уровне моря - Ро. По международной системе СИ давление измеряется в Паскалях, т. е. ньютонах на квадратный метр (Н/м2). Барометрическое давление - это давление, измеренное в миллиметрах ртутного столба (мм рт. ст.). Обозначается буквой В, на уровне моря - Во. Стандартным барометрическим давлением называется давление на уровне моря в мм рт. ст. Оно в зависимости от температуры и влажности колеблется от 700 до 800 мм рт. ст. и в среднем равно 760 мм. рт. ст. Единицы измерения давления: 1Па 1 Н2 - один Паскаль. м Барометрическое давление измеряется в мм.рт.ст. Давление на уровне моря колеблется от 700 до 800 мм.рт.ст.. В среднем оно равно 760 мм.рт.ст. 1Бар 1дин2 ; 1дин 1гсм2 см с Таблица соотношений единиц измерения давления Единицы бар мбар КПа psi (фунт/дюйм2) фут вод.ст. дюйм вод.ст. мм рт.ст. дюйм рт.ст. кг/см2 атм 1 бар - 1000 100 14,5038 33,4553 401,463 750,064 29,53 1,01972 0,98692 1 мбар 0,001 - 0,1 0,0145 0,03346 0,40146 0,75006 0,02953 0,00102 0,00099 1 КПа 0,01 10 - 0,14504 0,33455 4,01463 7,50064 0,2953 0,0102 0,00987 1 psi 0,06895 68,9476 6,89476 - 2,30666 27,6799 51,7151 2,03602 0,07031 0,06805 1 фут вод.ст. 0,02989 29,8907 2,98907 0,43353 - 12 22,4199 0,88267 0,03048 0,0295 1 дюйм вод.ст 0,00249 2,49089 0,24909 0,03613 0,08333 - 1,86833 0,07356 0,00254 0,00246 1 мм рт.ст. 0,00133 1,33322 0,13332 0,01934 0,0466 0,53524 - 0,03937 0,00136 0,00132 1 дюйм рт.ст. 0,03386 33,8639 3,38639 0,49115 1,13293 13,5951 25,4 - 0,03453 0,03342 1 кг/см2 0,98067 980,665 98,0665 14,2233 32,8084 393,701 735,561 28,959 - 0,96784 1 атм 1,01325 1013,25 101,325 14,696 33,8985 406,782 760 29,9213 1,03323 - При аэродинамических исследованиях часто приходится измерять разность давлений. Для этого используются ртутные приборы - манометры). Для определения очень малых разностей давлений применяется чувствительный прибор - микроманометр, в котором используется жидкость более легкая, чем ртуть. Принцип работы следующий: один конец трубки (например, правый) подсоединяется к пространству с атмосферным давлением, второй - к поверхности измеряемого участка (там, где давление больше или меньше атмосферного) допустим, что меньше. Уровень ртути в левом колене повысится, так как на поверхность ртути давит меньшее давление. Разность уровней и покажет разность давления (рис.3): h=P0-P1. Рисунок 3. Иллюстрация измерения разности давлений Плотность воздуха Количество воздуха, содержащегося в 1 м3 объема Весовая плотность (удельный вес) G  , V где G – вес воздуха; V- объем воздуха Вес воздуха G - величина непостоянная и изменяется в зависимости от географической широты и силы инерции, возникающей от вращения Земли вокруг своей оси. На полюсах вес воздуха на 5% больше, чем на экваторе. Установлено, что 1 м3 воздуха при стандартных атмосферных условиях (барометрическое давление 760 мм рт. ст., t=+15°С) весит 1,225 кгс, следовательно, весовая плотность (удельный вес) 1 м3 объема воздуха в этом случае равна γ =1,225 кгс/м3. Массовая плотность воздуха - это масса воздуха в объеме 1 м3. Обозначается греческой буквой р. Масса тела - величина постоянная. За единицу массы принята масса гири из иридистой платины, хранящейся в Международной палате мер и весов в Париже. Согласно второму закону Ньютона определим, что масса воздуха равна его весу, деленному на ускорение силы тяжести. Массовая плотность воздуха m  ; V   g Вязкость воздуха Внутреннее трение Характеризует свойство воздуха оказывать сопротивление относительному перемещению своих частиц, а также перемещению в воздухе твердого тела. Причина вязкости- взаимодействие молекул при их хаотическом движении. dVx dy , где µ - коэффициент динамической вязкости [Па∙с]   - коэффициент кинематической вязкости.  Сжимаемость Характеризует свойства воздуха изменять свой объем и плотность при изменении температуры и давления. Упругость Характеризует свойство воздуха возвращаться в исходное состояние после прекращения действия сил вызывающих его деформацию. Свойство сжимаемости и упругости проявляется в том, что всякое возмущение распространяется в виде колебаний и плотности. Эти колебания происходят со звуковыми частотами и распространяются со скоростью звука. P a  k  ;  dP a  ; d a  20 T 1.3. Международная стандартная атмосфера МСА- международная стандартная атмосфера. Таблица МСА составлена на основании среднегодовых условий средних широт (около 450 широты) на уровне моря при влажности 0% и следующих параметрах воздуха: барометрическое давление В =760 мм рт. ст. температура t=+15°C (То=288 К); массовая плотность rо=0,125 кгс см4; удельный вес g =1,225 кгс/см3. Согласно МСА температура воздуха в тропосфере падает на 6,5°С на каждые 1000 м. В данном учебнике приводится часть таблицы МСА до высоты 5 км. Международная стандартная атмосфера используется при градуировании пилотажно-навигационных и других приборов, при инженерных и конструкторских расчетах. 1.4. Основные уравнения аэродинамики Основные сведения о потоке: • поток, • установившееся и неустановившееся движение потока, -траектория частиц, - линия тока, - струйка. Основные уравнения аэродинамики: • уравнение неразрывности, • уравнение Бернулли (вывод уравнений, формулировка, физическая сущность). Воздушным потоком называется направленное перемещение воздушной массы. Поток по характеру движения подразделяется на: - установившийся; - неустановившийся. Установившейся поток- это движение воздуха, при котором скорость потока в любой точке (давление, температура и плотность) в течении времени не меняется. В неустановившемся потоке параметры потока в любой точке со временем будут меняться. Линия тока- это линия, в каждой точке которой вектор скорости направлен по касательной к этой линии (рис. 4). Для установившегося движения линия тока совпадает с траекторией движения частиц. Рисунок 4. Линия тока Совокупность линий тока, если поле скоростей имеет замкнутый контур, образует трубку тока (рис.5). Рисунок 5. Трубка тока Трубка тока обладает важным свойством- через ее стенки жидкость не может ни втекать внутрь трубки тока ни вытекать из нее. Уравнение неразрывности За время ∆t через сечение S проходит объем жидкости S∙V∙∆t. За секунду– проходит S∙V. S1∙V1 – количество жидкости, проходящей через сечение S1 за 1с. S2∙V2 – количество жидкости, проходящей через сечение S2 за 1с. Для установившегося движения несжимаемой жидкости (= const) имеем: S1∙V1 = S2∙V2 (рис. 6) Рисунок 6. Иллюстрация уравнения неразрывности Уравнение Бернулли Для идеальной несжимаемой жидкости по закону сохранения энергии изменение полной энегии Е1- Е2 равно работе внешних сил (рис.7). Для перемещения массы жидкости из сечения 1 в сечение 1` жидкость переместится на расстояние l1=V1∙∆t, из сечения 2 в сечение 2` жидкость переместится на расстояние l2=V2∙∆t. Рисунок 7. Иллюстрация уравнения Бернулли A1 = F1∙l1 - работа по перемещению массы жидкости из сечения 1 в сечение 1`. A2 = F2∙l2 - работа по перемещению массы жидкости из сечения 2 в сечение 2`. F1 = p1∙ S1 – сила, действующая на жидкость в сечении 1. F2 = - p2∙ S2 – сила, действующая на жидкость в сечении 2, где p1 – давление, S1 – площадь сечения трубки тока. F2 = - p2∙ S2 , т.к. p2 направлена против движения жидкости. Полные энергии Е1 и Е2 складываются из кинетической и потенциальных энергий массы m жидкости. E1  mV12  mgh1  p1S1V1t 2 E2  mV22  mgh2  p2S2V2t 2 mV2 - кинетическая энергия 2 mgh - потенциальная энергия жидкости массой m, находящейся на высоте h над поверхностью земли pS V t - потенциальная энергия сил давления, равная работе сил давления на пути, пройденном за время ∆t m = ρ∙S∙V∙∆t E1  S1V1t V12 S1V1t  g h1  p1S1V1t  2  S1V1t (V12  g h1  p1) 2 E2  S2 V2 t V22 S2 V2 t  g h2  p2 S2 V2 t  2  S2 V2 t (V22  g h2  p2) 2 E1  E2  S1V1t (V12  g h1  p1)  2  S2 V2 t (V22  g h2  p2) 2 S1∙V1 = S2∙V2 V12 g h1  p1  V22 g h2  p2 2 2 V2  g h p  const - уравнение Бернулли 2 При h= const уравнение Бернулли записывается как V2  p  const 2 Уравнение Торричелли Поскольку скорость жидкости вблизи поверхности в широком сосуде пренебрежительно мала, то уравнение Бернулли принимает вид: V2  g h  p0   p0 , 2 где Р0 – атмосферное давление; h – перепад высот вдоль линий тока. V2   g h 2 Отсюда скорость истечения жидкости равна V (рис. 8) V  2 g - формула Торричелли Рисунок 8. Иллюстрация уравнения Торричелли 1.5. Геометрические характеристики профиля и несущих поверхностей Геометрические характеристики профиля и несущих поверхностей (основные понятия): • системы координат: связанная, скоростная, понятие угла атаки и угла скольжения. • профиль несущей поверхности: форма, хорда, кривизна; • несущая поверхность: вид в плане, формы и параметры, геометрическая и аэродинамическая крутка, вид спереди. 1.5.1. Системы координат применяемые в авиации • земная, • связанная • скоростная Земная система координат (рис.9) используется для определения положения летательного аппарата как точечного объекта относительно наземных ориентиров. Для ближних полетов при расчете взлета и посадки можно ограничиться прямоугольной (Декартовой) системой. В дальних перелетах, когда необходимо учитывать то, что Земля - "шар", используют полярную СК. Оси координат обычно привязываются к базовым наземным ориентирам, используемым при прокладке маршрута полета. Рисунок 9. Земная система координат Связанная система координат (рис.10) используется для определения положения различных объектов (элементы конструкции, экипаж, пассажиры, грузы) внутри ЛА. Ось X обычно располагается вдоль строительной оси ЛА и направлена от носа к хвосту. Ось Y расположена в плоскости симметрии и направлена вверх. Рисунок 10. Связанная система координат Скоростная система координат (рис. 11) представляет сейчас наибольший интерес. Эта система координат привязана к воздушной скорости ЛА (скорости ЛА относительно воздуха) и используется для определения положения ЛА относительно воздушного потока и расчета аэродинамических сил. Ось X располагается вдоль воздушного потока. Ось Y находится в плоскости симметрии ЛА и расположена перпендикулярно потоку Рисунок 11. Скоростная система координат Угол атаки α (рис. 12)– это угол между хордой и направлением движения набегающего потока. Рисунок 12. Угол атаки Скольже ние в авиации — движение летательного аппарата (ЛА) относительно воздуха, при котором встречный поток воздуха набегает на самолёт не строго спереди, а сбоку, под углом к плоскости его симметрии. В нормальных условиях поток воздуха набегает строго спереди, параллельно плоскости симметрии самолёта. Угол скольжения β (рис. 13)- угол в горизонтальной плоскости ЛА между плоскостью симметрии самолета и направлением набегающего потока воздуха. Рисунок 13. Угол скольжения 1.5.2. Геометрические характеристики основных частей самолета Основными частями самолета являются: крыло, фюзеляж, оперение, шасси, силовая установка, бортовое оборудование (рис. 14). В данном разделе нас интересуют, прежде всего, те части самолета, которые непосредственно взаимодействуют с набегающим потоком воздуха и создают основную долю аэродинамических сил, т.е. крыло, фюзеляж и оперение. Шасси и силовая установка, как правило, тоже обтекаются потоком воздуха, но в данном курсе мы не будем заострять на этом внимание. Рисунок 14. Общий вид самолета Крыло предназначено для создания подъемной силы, которая уравновешивает силу тяжести, действующую на самолет, а также обеспечивает изменение траектории полета. Подъемная сила на крыле появляется во время движения самолета относительно окружающего воздуха. Этот эффект создается благодаря тому, что крыло имеет определенную форму, которая характеризуется в свою очередь формой профиля, формой крыла при виде сверху (формой крыла в плане) и при виде спереди. Профиль крыла - это сечение крыла плоскостью, параллельной плоскости симметрии самолета . Это плоскость, относительно которой большинство элементов самолета располагаются симметрично слева и справа, ее иногда называют базовой плоскостью самолета . Формы профилей разнообразны, они выбираются, прежде всего, исходя из соображений обеспечения требуемых летно-технических характеристик самолета. На рис. 16 17, 18 приведены наиболее распространенные формы профилей. Геометрические характеристики профиля показаны на рис. 15. Для описания формы профиля используют такие геометрические характеристики, как хорда, относительная толщина, относительная вогнутость и др. Хордой профиля называется отрезок прямой, соединяющий две наиболее удаленные точки профиля. Хорда обозначается, как правило, буквой b. Формы верхнего и нижнего контуров профиля задаются с помощью таблиц с координатами точек или в виде аналитических зависимостей: yв = f (x) и yн = f (x). При этом начало системы координат располагают в передней точке хорды, а саму хорду – на оси 0x. Профилем крыла называется форма сечения его плоскостью, перпендикулярном размаху крыла по набегающему потоку воздуха. Рисунок 15. Характеристики профиля крыла Геометрические характеристики профиля: 1 – средняя линия; 2 – хорда профиля Максимальное расстояние между крайними точками профиля – b , называется хордой профиля. Наибольшая высота профиля – cmax, называется толщиной профиля x Cmax -координатой максимальной толщины Величина x Cmax для дозвуковых самолетов колеблется в пределах 25 - 30%, для сверхзвуковых - 40 - 50 %. Линию, точки которой равноудалены от верхней и нижней образующих профиля - l, называют средней линией профиля Максимальное расстояние от средней линии до хорды – fmax, называется кривизной профиля R - это радиус скругления носика профиля Толщина профиля крыла обычно выражается в относительных единицах и определяется формулой где сmax - максимальная толщина профиля; b - хорда профиля. Профили, у которых относительная толщина больше 12%, называются толстыми и применяются до М=0,7. Профили с относительной толщиной от 7% до 12% называются средними и применяюся при М=0,8-1,5. При относительной толщине профиля менее 7% профили называются тонкими и используются для крыльев самолетов, летающих на больших сверхзвуковых скоростях (М>1,5). Уменьшение относительной толщины профиля с ростом числа М является эффективным средством снижения волнового сопротивления крыла. Недостатком тонких профилей является уменьшение их несущей способности и строительной высоты крыла. Это усложняет получение хороших взлетно-посадочных характеристик и затрудняет обеспечение необходимой прочности и жесткости без значительно увеличения массы крыла, а также размещение топлива и агрегатов. Относительная вогнутость профиля - это отношение максимальной вогнутости профиля к его хорде, выраженное в процентах: f  fmax 100% b Относительная вогнутость профилей современных самолетов находится в пределах 0 - 4 %. Вогнутость профиля иногда называют кривизной профиля. Положение максимальной вогнутости по длине хорды определяется относительной координатой: xf xf  100% b где xf - абсцисса максимальной вогнутости профиля. Формы профилей крыла Рисунок 16. Формы профилей крыла 1 - симметричный; 2 - не симметричный; 3 - плосковыпуклый; 4 - двояковыпуклый; 5 - S-образный;6 -ламинизированный; 7 - чечевицеобразный; 8 - ромбовидный; 9 - D видный Формы крыльев в плане Рисунок 17. Формы крыльев а - эллипсовидные, б – прямоугольные , в – трапециевидные, г – стреловидные, д – треугольные Рисунок 18. Различные формы в плане несущих поверхностей самолетов а - АНТ-5; б - По-2; г - Як-40; д - HFB-320 (ФРГ); е - К-2; ж - Ту-144; з - Ан-28; и - Ил-62 В виде спереди крыло характеризуется углом, который называется углом поперечного V и образуется плоскостью хорд консоли крыла и перпендикуляром к плоскости симметрии самолета. Этот угол оказывает влияние на поперечную устойчивость и может меняться в пределах от -7 до +7 град. Прямым крыльям, как правило, придается положительное поперечное V (рис.19). Стреловидные крылья имеют отрицательное поперечное V для уменьшения слишком большой поперечной устойчивости на больших углах атаки, вызванной стреловидностью (рис. 20). Рисунок 19. Положительное поперечное V Рисунок 20. Отрицательное поперечное V Крылья типа “чайка” (рис. 21) и “обратная чайка” (рис. 22) уменьшают сопротивление в результате благоприятной интерференции крыла с фюзеляжем, но более сложны в производстве. Рисунок 21. Крылья типа “чайка” Рисунок 22. Крылья типа “обратная чайка” Размах крыла lкр - расстояние между двумя плоскостями, параллельными базовой плоскости самолета и проходящими через концы крыла. Корневая хорда крыла b0- хорда крыла в базовой плоскости самолета. Концевая хорда крыла bK- хорда крыла в его концевом сечении. Площадь крыла Sкр- площадь проекции крыла на базовую плоскость крыла. Базовой плоскостью крыла называется плоскость, проходящая через корневую хорду крыла и перпендикулярная базовой плоскости самолета. При аэродинамических расчетах в площадь крыла включается также площадь под фюзеляжной части (рис. 23). Рисунок 23. Хорды крыла Средняя геометрическая хорда крыла bcр - хорда условного прямоугольного крыла, равного по площади рассматриваемому и имеющего тот же размах: bср  Sкр lкр Средняя аэродинамическая хорда (САХ) крыла bА- хорда условного прямоугольного крыла, равного по площади рассматриваемому и имеющего такие же аэродинамические характеристики. Геометрические характеристики крыла (рис. 24) Удлинение оказывает большое влияние на аэродинамические, а также весовые и жесткостные характеристики крыла. Увеличение удлинения ведет к увеличению аэродинамического качества крыла, но уменьшает его жесткость. У современных самолетов удлинение крыла лежит в пределах от 2 до 10. Сужением крыла h называется отношение осевой хорды к концевой хорде lкр2  Sкр - удлинение крыла lкр - размах крыла Sкр - площадь крыла в плане b0  bк Рисунок 24. Геометрические характеристики крыла Для дозвуковых самолетов сужение крыла обычно не превышает 3, а для околозвуковых и сверхзвуковых оно может изменяться в широких пределах. Стреловидность крыла - угол отклонения крыла от нормали к оси симметрии самолёта, в проекции на базовую плоскость самолета. При этом положительным считается направление к хвосту (рис. 25). Существует стреловидность по передней кромке крыла (как правило используется в сверхзвуковой аэродинамике), по задней кромке и по линии четверти хорд. Последняя является наиболее важной с точки зрения устойчивости и управляемости летательного аппарата. Стреловидность крыла самолёта - особенность формы крыла, состоящая в отклонении (при виде в плане) его передней кромки от перпендикуляра к плоскости симметрии ЛА. Углом с. к. наз. угол между передней кромкой или линией, проходящей через четверти хорд (считая от носка крыла), и плоскостью, перпендикулярной центральной хорде крыла, лежащей в плоскости симметрии ЛА. Чем больше с. к., тем меньше составляющая скорости набегающего потока в направлении поперёк крыла, что позволяет снизить волновое сопротивление на сверхзвуковых и больших дозвуковых скоростях полета. Различают прямую и обратную с. к. (крыло соответственно отклонено назад или вперёд). Для обеспечения благоприятных аэродинамических характеристик в широком диапазоне полётных режимов самолёт может быть оборудован крылом с изменяемой в полёте стреловидностью крыла. Формы различных крыльев приведены на рисунках 26, 27, 28, 29. Рисунок 25. Стреловидность крыла Рисунок 26. Формы крыльев 1 Рисунок 27. Формы крыльев 2 Рисунок 28. Формы крыльев 3 Рисунок 29. Формы крыльев 4 Крутка крыла (англ. washout; также кручение крыла - изменение профиля крыла по его длине, направленное на то, чтобы срыв потока при сваливании начинался с корневой части крыла. При этом элероны, находящиеся в оконечной части крыла, продолжают действовать и обеспечивают пилота эффективным средством для выхода из критического режима полёта. Известно, что сваливание самолёта происходит из-за срыва аэродинамического потока от поверхности крыла, при котором резко падает коэффициент подъёмной силы. У крыльев с большим сужением и сильной стреловидностью срыв потока всегда начинается с концов крыла, при этом находящиеся там элероны перестают эффективно действовать, затрудняя выход самолёта из сваливания. Чтобы обеспечить начало срыва потока с корневой части крыла, применяется два способа: геометрическая крутка (рис. 30): крыло имеет одинаковый профиль по всему размаху, но установочные углы профилей меняются таким образом, что профили в концевой части крыла обтекаются под меньшим углом атаки, чем в корневой части; аэродинамическая крутка (рис. 31): профиль крыла меняется по размаху так, чтобы срыв потока на концах начинался при бо льших углах атаки. Рисунок 30. Геометрическая крутка крыла При геометрической крутке крыло имеет одинаковый профиль по всему размаху, но установочные углы профилей меняются таким образом, что профили в концевой части крыла обтекаются под меньшим углом атаки, чем в корневой части. Рисунок 31. Аэродинамическая крутка При аэродинамической крутке профиль крыла меняется по размаху так, чтобы срыв потока на концах начинался при больших углах атаки. Аэродинамическая крутка образуется, когда вдоль размаха крыла на плоской серединной поверхности, образованной линиями хорд, в поперечных сечениях набраны профили различных серий (с переменными по размаху крыла значениями c и ƒ ). 1.5.3. Силы, действующие на летательный аппарат Силы, действующие на летательный аппарат: тяга, сила тяжести, полная аэродинамическая сила, центр давления (рис. 32). Рисунок 32. Силы, действующие на самолет в полете Y - подъемная сила крыла; YГО - подъемная сила горизонтального оперения ; Q - сила сопротивления самолета ; Р - сила тяги силовой установки ; G - сила тяжести . Полная аэродинамическая сила Полной аэродинамической силой R называют равнодействующую всех сил трения и давления, действующих на тело в полете (рис. 33). Точка пересечения силы R с хордой называется центром давления (ЦД). Рисунок 33. Полная аэродинамическая сила ρV 2 RCR S 1) S - площадь крыла 2 2 2) V - скоростной напор 2 3) CR - коэффициент полной аэродинамической силы. Силу R можно разложить по осям скоростной системы координат (рис. 34) X - сила лобового сопротивления; Y - подъёмная сила. Z - боковая сила. Рисунок 34. Разложение силы R Горизонтальный полет с постоянной скоростью (рис. 35) Рисунок 35. Горизонтальный полёт с постоянной скоростью Y – G = 0 или Y = G P – Q = 0 или P = Q Взлет самолета (рис. 36) Рисунок 36. Взлёт самолёта Y + N – G = 0 или Y + N = G  P = P – Q – F – ускоряющая сила Набор высоты (рис. 37) Рисунок 37. Набор высоты P > Q + G2 ∆Y = Y – G1 Горизонтальный полет с переменной скоростью (рис. 38) Рисунок 38. Горизонтальный полёт с переменной скоростью  P = P – Q - ускоряющая сила (скорость полета увеличивается) P < Q (возникает тормозящая сила, скорость полета уменьшается) Снижение (рис. 39) Y – G1 = 0, (Y = G1) ∆ Q = Q – G2 Пробег (рис. 40) Рисунок 40. Пробег При пробеге: • Подъемная сила Y меняется от величины ~ G до нуля. • Сила трения меняется от нуля до fG (f – коэффициент трения, для бетона f = 0,04; а для твердого грунта f = 0,06) Коэффициентом перегрузки (перегрузкой) называется число, указывающее, во сколько раз нагрузки, действующие на самолет (или его отдельные части) превышают нагрузки в равномерном горизонтальном полете или нагрузки от веса при стоянке. В горизонтальном полете на самолет по оси у действуют равные по величине подъемная сила и сила веса. Поэтому перегрузка в этом случае равна единице: ny Y 1 G Перегрузка, возникающая в полете, действует не только на самолет и его отдельные части, но также и на летчика (членов экипажа), вызывая нарушения в работе внутренних органов и кровообращения. В криволинейном полете перегрузка может достигать 20 единиц (при выводе самолета из пикирования), а при полете в неспокойном воздухе (при вертикальном порыве)- + 6 и - 4. Положительной перегрузкой называется такая, при которой силы действуют в направлении ноги - голова, а отрицательной - при действии сил в обратном направлении. Предельно допустимые в полете значения коэффициента перегрузки ограничиваются не только прочностью конструкции самолета, но и «прочностью» организма человека. Человек наиболее трудно переносит перегрузку, действующую в направлении от ног к голове, а наиболее легко - в направлении от спины к груди. Длительно действующую перегрузку человек переносит труднее, чем кратковременную. Коэффициент безопасности. Наибольшая (максимальная) перегрузка, которая может возникнуть в процессе эксплуатации, называется эксплуатационной перегрузкой: Yэ nэ  э G где Y - максимальная подъемная сила. При этой перегрузке самолет не разрушается, а его отдельные части не получают остаточных деформаций. Перегрузка, при которой происходит разрушение самолета, называется разрушающей. Расчет самолета и его частей производят на разрушающую перегрузку, которая в несколько раз больше эксплуатационной. Число, показывающее, во сколько раз разрушающая перегрузка больше эксплуатационной, называется коэффициентом безопасности: nр f  nэ При расчетах современных самолетов коэффициент безопасности берется в пределах 1,5 - 2. Распределение давления по профилю несущей поверхности показано на рис. 41, 42. Рисунок 41. Распределение давления по профилю несущей поверхности  = 00 Рисунок 42. Распределение давления по профилю несущей поверхности  > 00 1.5.4. Аэродинамические силы и аэродинамические характеристики профиля Аэродинамические силы (рис.43) и аэродинамические характеристики профиля: природа, формулы, влияние различных факторов. Рисунок 43.Аэродинамические силы Xa0Ya – скоростная система координат X0Y – связанная система координат 2 Y 2 RA  X  RA  Xa2 Ya2 - полная аэродинамическая сила YYa cosXa sin - аэродинамическая нормальная сила XXa cosYa sin - продольная сила Ya Y cosX sin - подъемная сила Xa X cosYsin - сила лобового сопротивления Сy  Cya cosCxa sin Cx  Cya cosCxa sin Cya  Cy cosCx sin Cxa Cx cosCy sin cos1 sin Cya Cxa Сya  Cy Cxa  Cx Cy  Сy  Cya Cx  Cxa Cya  Сила, действующая на элемент поверхности крыла ( рис. 44) рl∙dS, где l – длина крыла Рисунок 44. Сила, действующая на поверхность крыла dY  Pcosl dS  Pl dx dX  Psinl dS  Pl dy B Y  l  (PH  PB)dx A yB X  l  (PП  PЗ)dy , yH РП – давление на передней части профиля; РЗ – давление на задней части профиля; РН – давление на нижней части профиля; РВ – давление на верхней части профиля Полный момент крыла относительно передней кромки профиля. dMz  dY x  (PH PB)lxdx B Mz  l(PH  PB)xdx A MZ – продольный момент или аэродинамический момент тангажа (рис. 45). Рисунок 45. Иллюстрация изменения Мz 1.5.5. Аэродинамические силы и аэродинамические характеристики несущей поверхности Аэродинамические силы и аэродинамические характеристики несущей поверхности: • природа, формулы, влияние различных факторов; • зависимость, коэффициента подъемной силы и коэффициента силы лобового сопротивления от угла атаки, сваливание; • графики суа  f (), сха  f (), К  f (), • поляра несущей поверхности, принцип построения, характерные точки. Аэродинамические характеристики крыла бесконечного размаха на докритических числах Маха (на дозвуковых скоростях) Под аэродинамическими характеристиками профиля крыла понимают характеристики профиля крыла бесконечного размаха, т. е. крыла, обтекаемого плоскопараллельным потоком. В каждом сечении крыла бесконечного размаха будут действовать одинаковые силы. В результате взаимодействия между потоком воздуха и движущимся в нем крылом возникают непрерывно распределенные по всей поверхности крыла аэродинамические силы, результирующая которых называется полной аэродинамической силой. Величина и направление полной аэродинамической силы зависит от скорости набегающего потока, угла атаки, формы профилей, площади крыла, плотности воздуха и безразмерных критериев подобия. Аэродинамические характеристики профиля обычно получают экспериментальным путем при испытании подобных моделей в аэродинамических трубах (рис. 46). Основными аэродинамическими характеристиками профиля являются. коэффициент подъемной силы Суа, коэффициент лобового сопротивления Сха и коэффициент момента Сm относительно оси, проходящей через носок профиля. Полученные экспериментальным путем значения коэффициентов изображаются графиками, характеризующими зависимость этих коэффициентов от угла атаки . Рассмотрим зависимость коэффициента подъемной силы от угла атаки Cуа=f() при малых скоростях полета, когда влиянием сжимаемости воздуха можно пренебречь. Подъемная сила, как известно, возникает вследствие разности давлений набегающего потока на верхней и нижней поверхностях крыла. Рисунок 46. Зависимость коэффициента подъемной силы Суа от угла атаки  и кривизны профиля f При обтекании симметричного профиля при  = 0 разность давлений отсутствует, так как верхняя и нижняя поверхности обтекаются с равными скоростями. Следовательно, в этом случае подъемная сила отсутствует. У несимметричного профиля при  = 0 верхняя и нижняя поверхности обтекаются с разными скоростями из-за несимметричности его обводов, возникает разность давлений и, следовательно, подъемная сила. Установив несимметричный профиль под небольшим углом атаки, можно получить такое обтекание профиля, при котором разность давлений между верхней и нижней поверхностями будет отсутствовать и подъемная сила также будет равна нулю. Угол атаки, при котором подъемная сила равна нулю, называется углом нулевой подъемной силы и обозначается 0. Для симметричного профиля 0= 0, для несимметричного профиля этот угол обычно отрицателен и равен 0 = (-1°) … (-3°). Величина 0 зависит от кривизны профиля. Чем больше относительная кривизна профиля f , тем левее проходит график Cуа=f() (рис. 46). Как показали теоретические и экспериментальные исследования, с ростом угла атаки (от 0 до углов атаки  =10… 15°, до которых сохраняется безотрывное обтекание), подъемная сила возрастает по линейному закону. На этом участке величину Cуа можно определить соотношением cya  c*ya(0), где cya cya - приращение коэффициента cya при измене-  нии угла атаки на один градус (или радиан). При увеличении угла атаки увеличивается давление на нижней поверхности профиля и растет разрежение на верхней поверхности, что приводит к росту подъемной силы. С увеличением угла атаки на верхней поверхности профиля увеличивается интенсивность нарастания давления от точки минимума давления к задней кромке профиля. При этом точка минимума давления перемещается по направлению к передней кромке. Аналогичным будет и закон изменения давления вдоль хорды и в пограничном слое. Вблизи верхней поверхности профиля, где частицы воздуха потеряли свою кинетическую энергию вследствие трения, под действием избыточного давления, когда оно достигнет определенной величины, воздух будет двигаться навстречу потоку. В итоге произойдет отрыв потока, выравнивание и одновременное увеличение давления на верней поверхности профиля и вследствие этого – уменьшение подъемной силы. Для отрыва потока необходима определенная интенсивность нарастания давления вдоль хорды, т. Е. градиент давления, которому соответствует определенное значение коэффициента подъемной силы, называемого коэффициентом начала срыва Сyaср. После достижения угла атаки, на котором начинается отрыв потока с поверхности профиля, линейная зависимость Cуа=f(a) нарушается, рост подъемной силы замедляется и после достижения максимального значения она начинает падать с ростом угла атаки. Угол атаки, при котором подъемная сила достигает максимального значения, называется критическим углом атаки αкр. Для большинства профилей αкр =15…20° (для крыльев малых удлинений αкр значительно больше). Величина критического угла атаки зависит от числа Re. С ростом Re критический угол атаки увеличивается. Углы атаки между углом нулевой подъемной силы и критическим углом называются летными углами атаки. Углы атаки, превышающие критический, называются закритическими. Падение подъемной силы на закритических углах атаки объясняется срывом пограничного слоя с верхней поверхности профиля; за ним образуется зона завихрений, в которой падает скорость потока и уменьшается разность давлений, действующих на верхнюю и нижнюю поверхности профиля. Как известно, коэффициент Cуа связан с подъемной силой Ya соотношением cya  Y2a , V  S 2 поэтому все приведенные выше рассуждения относительно подъемной силы справедливы и для ее коэффициента. Как указывалось выше, максимальная подъемная сила профиля, а следовательно, и ее коэффициент Cуа max зависят от толщины профиля и числа Re. Выясним влияние Re на величину Cуа max. При обтекании профиля средней толщины воздушным потоком при больших углах атаки и небольших значениях Re из-за слабого перемешивания пограничного слоя с внешним потоком в передней части профиля возникает отрыв ламинарного пограничного слоя и образуется застойная зона. Оторвавшийся ламинарный пограничный слой, получив дополнительную кинетическую энергию в результате перемешивания с внешним потоком, переходит в более устойчивое турбулентное состояние. Вследствие этого происходит прилипание пограничного слоя к поверхности профиля и на некотором участке останавливается плавное обтекание (рис. 47). Давление на участке между передней точкой отрыва и точкой прилипания постоянно, в результате чего уже на средних углах атаки кривая Cуаmax=f(α) отклоняется от линейного закона. Рисунок 47. Иллюстрация обтекания профиля воздушным потоком Вследствие положительного градиента давления на диффузорном участке профиля на верхней поверхности происходит отрыв турбулентного слоя в задней точке отрыва, что также ведет к падению Cуа. Следовательно, при небольших числах Re величина Cуаmax обусловлена отрывом ламинарного пограничного слоя. С увеличением числа Re точка перехода ламинарного пограничного слоя в турбулентный смещается назад и, следовательно, происходит отрыв уже турбулентного пограничного слоя, зона срыва уменьшается и Cуаmax растет. Для тонких профилей с c 5...6%и профилей с острым носком изменение числа Re практически не влияет на Cуаmax, так как у таких профилей отрыв потока происходит вблизи передней кромки на малых углах атаки. Для толстых профилей с c15...20%значение Cуаmax невелико и с ростом числа Re уменьшается, так как у этих профилей уже при небольших а в задней части из-за больших градиентов давления происходит ранний отрыв пограничного слоя. На величину Cуаmax существенно влияют и геометрические параметры профиля. Рост относительной кривизны профиля f приводит к увеличению Cуаmax Увеличение относительной толщины профиля с в диапазоне от 5 до 12% приводит к увеличению Cуаmax, а в диапазоне от 12 до 20% - к его уменьшению. Для большинства современных профилей значение сватах лежит в пределах 0,7-1,5 (меньшие цифры для тонких симметричных профилей, большие- для толстых профилей с большой кривизной). Зависимость коэффициента подъемной силы от угла атаки приведена на рис. 48. Зависимость коэффициента лобового сопротивления от угла атаки Cуа=f(a) обычно имеет вид параболы. В области летных углов атаки Cуа изменяется по параболе, а затем с углов атаки, несколько меньших αкр, быстро возрастает из-за усиления отрыва пограничного слоя. При некотором значении угла α коэффициент Cха имеет минимальное значение. Для симметричного профиля Cхаmin или C0 достигается при α = 0, для несимметричного – при небольшом угле атаки, близком к α0. Рисунок 48. Зависимость коэффициента лобового сопротивления Сxа от угла атаки  Сопротивление профиля зависит от сопротивления трения и сопротивления давления. Рассмотрим причины, от которых зависят составляющие сопротивления. Сопротивление трения зависит от характера пограничного слоя. Чтобы уменьшить сопротивление трения и добиться ламинарного обтекания, необходимо тщательно обрабатывать поверхность крыла. Уменьшение сопротивления трения достигается также применением специальных ламинаризированных профилей, у которых максимальная толщина расположена на 40-60% хорды, что обеспечивает смещение точки перехода ламинарного пограничного слоя в турбулентный к задней кромке профиля. Сопротивление давления зависит от формы профиля, его толщины и кривизны, а также от характера пограничного слоя. Коэффициент Cхаmin с увеличением числа Re уменьшается, с увеличением относительной толщины и кривизны профиля коэффициент минимального лобового сопротивления возрастает. Аэродинамическим качеством профиля крыла называют отношение подъемной силы к силе лобового сопротивления или отношение коэффициента подъемной силы к коэффициенту лобового сопротивления Ya cya K   Xa cxa Используя зависимости Cуа=f() и Cха=f(), можно для каждого значения угла атаки получить значение аэродинамического качества профиля крыла и построить зависимость К=f() (рис. 1.48.). Для профилей крыльев максимальное значение аэродинамического качества Кmax достигает 25. Угол атаки, при котором аэродинамическое качество достигает максимального значения, называется наивыгоднейшим углом атаки αнаив. Аэродинамическое качество равно нулю при угле атаки, па котором Cуа= 0. Рисунок 49. Зависимость К=f() Важнейшей аэродинамической характеристикой профиля крыла является график, устанавливающий зависимость между подъемной силой и силой лобового сопротивления, или между коэффициентами подъемной силы и лобового сопротивления cya=f (сха). Эта зависимость называется полярой. Поляру можно получить либо экспериментальным путем при продувках в аэродинамических трубах, либо теоретическим построенном, используя графики Cуа=f() и Cха=f(). В последнем случае значения Cуа и Cха откладываются соответственно по ocям абсцисс и ординат, причем у каждой точки кривой записывается соответствующий угол атаки, т. е. производится разметка углов атаки (рис. 50). Рисунок 50. Поляра крыла При одинаковых масштабах но осям Cуа=f() и Cха=f() поляра может рассматриваться как полярная диаграмма в координатах CRа и φ, где CRа представляет собой по величине и направлению коэффициент полной аэродинамической силы, соответствующий данному углу атаки. Вектор CRа пересекает поляру при двух значениях угла атаки α1 (малый угол) и α2 (большой угол), при которых качество и угол φ будут одинаковыми. Углы α1 и α2 называют углами равного качества. Характерными точками поляры являются (рис.50.): • наивыгоднейший угол атаки αнаив, который определяется касательной из начала координат к поляре. Аэродинамическое качество равно тангенсу угла наклона вектора, проведенного из начала координат в точку на полярной диаграмме, т. е. К = tgφ. Максимальное качество определяется касательной к поляре из начала координат, т.е. Кmax=tgφmax; • угол нулевой подъемной силы α0, определяемый в точке пересечения поляры с осью абсцисс; • критический угол атаки αкр, соответствующий максимальному значению Cуаmax, определяемый касательной к поляре, проведенной параллельно оси абсцисс; • угол наименьшего лобового сопротивления Cуаmin, который определяется касательной к поляре, проведенной параллельно оси ординат. Поляра будет симметрична относительно оси абсцисс для симметричного профиля крыла; в этом случае значение Cxаmin,соответствует значению α0. Поляра с указанием конкретных углов атаки приведена на рис.51. Рисунок 51. Поляра с указанием конкретных углов атаки Наряду с полярой иногда пользуются так называемой полярой второго рода, представляющей зависимость коэффициента аэродинамической нормальной силы от аэродинамической продольной силы cy=f(cx) в связанных осях (рис. 52). Построение поляра второго рода обычно производится по известным графикам зависимостей Cу=f() и Cх=f() при помощи формул связи коэффициентов в поточной и связанной системах координат: cx  cxa coscya sin; cy  cxa sin cya cos. Рисунок 52. Зависимость cy=f(cx) В результате воздействия сил, распределенных по поверхности движущегося тела, на него действует аэродинамический момент М, определяемый соотношением M = RA∙r, где RA – аэродинамическая сила; r – плечо аэродинамической силы. Для симметричных тел или тел, близких к ним по форме, принимается, что аэродинамическая сила приложена на одной из основных осей тела – продольной оси ЛА, оси симметрии тела вращения или на хорде крыла. У профиля крыла линия действия аэродинамической силы перетекает хорду профиля в точке, которая называется центром давления профиля (рис.53). Рисунок 53. Центр давления профиля В соответствии с этим продольная сила Х расположена вдоль хорды профиля, а центр давления при движении в плоскости тангажа является точкой приложения нормальной силы Y. Положение центра давления определяется координатой хцд, которая берется от носка профиля. Для определения координаты центра давления необходимо знать момент относительно носка профиля Мz и нормальную силу Y. Формулу для момента силы можно записать в виде Mz  Y  xЦ.Д  (Ya cos Xa sin) xЦ.Д. Аэродинамическое качество несущей поверхности и его влияние на экономичность полета С точки зрения аэродинамики наиболее выгодным будет такое крыло, которое обладает способностью создавать возможно большую подъемную силу при возможно меньшем лобовом сопротивлении. Для оценки аэродинамического совершенства крыла вводится понятие аэродинамического качества крыла. Аэродинамическим качеством крыла называется отношение подъемной силы к силе лобового сопротивления крыла на данном угле атаки K  Ya , Xa где Ya - подъемная сила; Xa - сила лобового сопротивления. Подставив в формулу значения Ya и Xa, получим V 2 Cya  2  S  Cya K  Cxa  2  S Cxa V 2 Чем больше аэродинамическое качество крыла, тем оно совершеннее. Величина качества для современных самолетов может достигать 14-15, а для планеров 45-50. Это означает, что крыло самолета может создавать подъемную силу, превышающую лобовое сопротивление в 14-15 раз, а у планеров даже в 50 раз. Аэродинамическое качество характеризуется углом θ (рис. 54). Рисунок 54. Поляра крыла или tg 1 K Угол между векторами подъемной и полной аэродинамической сил называется углом качества. Чем больше аэродинамическое качество, тем меньше угол качества, и наоборот. Аэродинамическое качество крыла, как видно из формулы, зависит от тех же факторов, что и коэффициенты Суa и Схa, т. е. от угла атаки, формы профиля, формы крыла в плане, числа М полета и от обработки поверхности. Влияние угла атаки на аэродинамическое качество крыла. По известным значениям аэродинамических коэффициентов Суa и Схa для различных углов атаки строят график К = f () (рис. 55). Рисунок 55. График К = f () Из графика видно, что с увеличением угла атаки до определенной величины аэродинамическое качество возрастает. При некотором угле атаки качество достигает максимальной величины Кмакс. Этот угол называется наивыгоднейшим углом атаки, наив. На угле атаки нулевой подъемной силы 0, где Суa=0 аэродинамическое качество будет равно нулю. Влияние на аэродинамическое качество формы профиля связано с относительными толщиной и кривизной профиля. При этом большое влияние оказывают форма обводов профиля, форма носка и положение максимальной толщины профиля вдоль хорды. Рисунок 56. Зависимость аэродинамического качества от угла атаки При обтекании профилей с закругленными и утолщенными носками на носке профиля образуется подсасывающая сила, которая может значительно уменьшить лобовое сопротивление. Наибольшей величины она достигает на углах атаки, близких к наив, когда подсасывающая сила может превышать силу трения (рис. 57). Рисунок 57. Подсасывающая сила Для получения больших значений Кмакс выбираются оптимальные толщина и кривизна профиля, формы обводов и удлинение крыла. Форма крыла в плане также оказывает влияние на аэродинамическое качество крыла. Для получения наибольших значений качества наилучшей формой крыла является эллипсовидная с закругленной передней кромкой. Такое крыло имеет наименьшее индуктивное сопротивление. Увеличение удлинения крыла уменьшает его индуктивное сопротивление следовательно, увеличивает аэродинамическое качество. При увеличении числа М полета до появления волнового кризиса качество будет незначительно возрастать (для данного угла атаки), так как проявление сжимаемости воздуха увеличивает Суa. С наступлением волнового кризиса качество резко уменьшается, потому что коэффициент подъемной силы уменьшается, а Схa увеличивается. Состояние поверхности крыла (шероховатость, волнистость, отступление от заданной формы) влияет на величину профильного сопротивления. Поэтому, улучшая состояние поверхности крыла (или поддерживая ее в хорошем состоянии), можно добиться повышения аэродинамического качества самолета. Увеличение аэродинамического качества самолета. Проблемы увеличения аэродинамического качества самолета могут быть рассмотрены в трех аспектах: проектно-конструкторском, производственно-технологическом и эксплуатационном. Проектно-конструкторский аспект повышения аэродинамического качества предполагает поиск путей снижения аэродинамического сопротивления и увеличения несущей способности самолета. Первый путь - уменьшение потерь на балансировку самолета. Для этого требуется обеспечить полет с предельно допустимыми задними центровками при минимальном запасе устойчивости, что достигается применением автоматической системы управления с режимом обеспечения устойчивости и применением балансировочных топливных баков, позволяющих перекачкой в них (или из них) топлива регулировать положение центра масс самолета. Использование схемы "утка" для пассажирского самолета также позволяет существенно снизить потери аэродинамического качества на балансировку. Второй путь связан с ламинаризацией крыла и оперения, с использованием новых аэродинамических профилей крыла, в том числе сверхкритических профилей, с изменением компоновки крыла (распределение профилей и крутки крыла по размаху, форма и размеры наплывов и т. п.) для увеличения коэффициента подъемной силы при больших скоростях полета и уменьшения потерь на балансировку. Третий путь - использование крыла максимально возможного удлинения для снижения индуктивного сопротивления и использование концевых вихрей крыла для уменьшения сопротивления крыла и "размывания" спутного следа самолета. С этой целью на концах крыла устанавливаются дополнительные вертикальные крылышки различной формы. Четвертый путь - создание такой внешней конфигурации самолета, при которой было бы максимально снижено вредное влияние (интерференция) одних частей самолета на другие и было бы возможно меньше участков поверхности самолета, где создаются условия нарушения плавного обтекания, а также улучшение местной аэродинамики за счет лучшего обтекания выступающих элементов самолета. Производственно-технологический аспект связан с качеством поверхности частей самолета. Отступление от теоретических обводов, выступание одного листа обшивки над другим, негерметичность уплотнений в гермокабине, неплотное прилегание отклоняемых агрегатов (предкрылков, интерцепторов и т. д.), асимметрия самолета вызывают перерасход топлива, исчисляемый десятками и даже сотнями тонн в год. Эксплуатационный аспект связан с необходимостью наблюдения за качеством окраски поверхностей самолета, за чистотой этих поверхностей, за правильностью показаний приборов. Крайне важно эксплуатировать самолеты на оптимальных режимах полета по высоте и по скорости. 2. Механизация крыла Улучшение взлетно-посадочных характеристик самолета и, прежде всего, снижение его посадочной скорости и скорости отрыва на взлете обеспечивается применением средств механизации крыла. К этим средствам относятся устройства, позволяющие изменять несущую способность и сопротивление крыла (рис. 58, 59, 60, 61). Они могут устанавливаться по передней кромке крыла - предкрылок, отклоняемый носок, по задней кромке - щитки, закрылки (одно-, двух-, трехщелевые) и на верхней поверхности крыла - тормозные щитки и гасители подъемной силы. Закрылки, щитки, предкрылки перед посадкой отклоняются (и выдвигаются) на максимальные углы, обеспечивая прирост несущей способности крыла за счет увеличения кривизны профиля, некоторого увеличения площади крыла и за счет щелевого эффекта. Рост несущей способности крыла уменьшает посадочную скорость самолета. На взлете эта механизация отклоняется на меньшие углы, обеспечивая некоторое увеличение несущей способности при незначительном росте сопротивления, в результате чего сокращается длина разбега самолета. Тормозные щитки и гасители подъемной силы обычно отклоняются на пробеге, обеспечивая резкое падение подъемной силы крыла, что позволяет более интенсивно использовать тормоза колес и сокращать длину пробега. На величину посадочной скорости и скорости отрыва они не влияют. Тормозные щитки и гасители подъемной силы также могут использоваться в полете для уменьшения аэродинамического качества и увеличения угла планирования при снижении. Рисунок 58. Средства, изменяющие несущую способность крыла 1 - предкрылки, 2 - закрылки, 3 - гасители подъемной силы, 4 - тормозной щиток, 5- элерон. Рисунок 59. Элементы управления Рисунок 60. Механизация крыла 1 - законцовка; 2 – элерон; 3 - высокоскоростной элерон; 4 - обтекатели приводов закрылков; 5 - предкрылок Крюгера; 6 – предкрылки; 7 – закрылок; 8 – закрылок; 9 – интерцептор; 10 - спойлер. Рисунок 61. Элементы механизации крыла 1 - увеличением кривизны профиля (а - отклоняемый носок крыла, б - щиток, в - простой закрылок); 2 - увеличением площади крыла и кривизны профиля (а - предкрылок, б - двухщелевой закрылок, в - предкрылок Крюгера с трёхщелевым закрылком); 3 - путём управления пограничным слоем (а - турбулизатор, б - отсасывание пограничного слоя); 4 - реактивным устройством (реактивный закрылок); 5 - интерцептором. 2.1. Закрылки Закрылки - отклоняемые поверхности, симметрично расположенные на задней кромке крыла (рис. 62). Закрылки в убранном состоянии являются продолжением поверхности крыла, тогда как в выпущенном состоянии могут отходить от него с образованием щелей. Используются для улучшения несущей способности крыла во время взлёта, набора высоты, снижения и посадки, а также при полёте на малых скоростях. Существует большое число типов конструкции закрылков: Принцип работы закрылков заключается в том, что при их выпуске увеличивается кривизна профиля и в случае выдвижных закрылков, которые также называют закрылками Фаулера площадь поверхности крыла, следовательно, увеличивается и подъёмная сила (рис. 63). Возросшая подъёмная сила позволяет летательным аппаратам лететь без сваливания при меньшей скорости. Таким образом, выпуск закрылков является эффективным способом снизить взлётную и посадочную скорости. Второе следствие выпуска закрылков — это увеличение аэродинамического сопротивления. Если при посадке возросшее лобовое сопротивление способствует торможению самолета, то при взлёте дополнительное лобовое сопротивление отнимает часть тяги двигателей. Поэтому на взлёте закрылки выпускаются всегда на меньший угол, нежели при посадке. Третье следствие выпуска закрылков - продольная перебалансировка самолёта из-за возникновения дополнительного продольного момента. Это усложняет управление самолётом (на многих современных самолётах пикирующий момент при выпуске закрылков компенсируется перестановкой стабилизатора на некоторый отрицательный угол). Закрылки, образующие при выпуске профилированные щели, называют щелевыми. Закрылки могут состоять из нескольких секций, образуя несколько щелей (как правило, от одной до трёх) (рис. 64). К примеру, на отечественном Ту-154М применяются двухщелевые закрылки, а на Ту-154Б - трёхщелевые. Наличие щели позволяет потоку перетекать из области повышенного давления (нижняя поверхность крыла) в область пониженного давления (верхняя поверхность крыла). Щели спрофилированы так, чтобы вытекающая из них струя была направлена по касательной к верхней поверхности, а сечение щели должно плавно сужаться для увеличения скорости потока. Пройдя через щель, струя с высокой энергией взаимодействует с «вялым» пограничным слоем и препятствует образованию завихрений и отрыву потока. Это мероприятие и позволяет «отодвинуть» срыв потока на верхней поверхности крыла на бо льшие углы атаки и бо льшие значения подъемной силы (рис. 65). Виды закрылков приведены на рис. 66. Вид самолёта с выпущенными предкрылками и закрылками приведён на рис. 67. Рисунок 62. Схемы закрылков Рисунок 63. Зависимость коэффициента подъемной силы от угла атаки при различных углах отклонения закрылков Рисунок 64. Многощелевой закрылок Рисунок 65. Закрылок со сдувом пограничного слоя Рисунок 66. Виды закрылков а - простой закрылок - это поворотная задняя часть крыла. Угол отклонения 10... 15 . При больших углах происходит срыв потока с верхней поверхности, темп приращения Суа уменьшается, сопротивление увеличивается; б - однощелевой закрылок с неподвижной осью вращения. Воздух через профилированную сужающуюся щель с повышенной скоростью перетекает на верхнюю поверхность. Скорость течения увеличивается, повышается его устойчивость к отрыву. Максимальный угол отклонения 30...35 ; в - однощелевой закрылок с подвижной осью вращения. Более эффективен, чем закрылок с неподвижной осью, так как позволяет получить более оптимальную форму щели; г - двухщелевой закрылок. Более благоприятное распределение давления по хорде в задней части крыла задерживает срыв до углов отклонения закрылка 35...40. Трехщелевые закрылки применяются на самолетах с очень большой удельной нагрузкой на крыло. Однако конструкция и управления такой конструкцией сложны. В сочетании с предкрылками - это предельно возможные приращения Суа. Углы отклонения трехщелевых закрылков до 60°; д - выдвижной закрылок Фаулера; е - щиток: жесткая пластина на нижней части крыла. Приращение подъемной силы обусловлено торможением потока на нижней поверхности, а также разрежение, которое из области между щитком и крылом распространяется на верхнюю поверхность. Рисунок 67. Выпущенные закрылки и предкрылки 2.2. Предкрылки Предкрылки - отклоняемые поверхности, установленные на передней кромке крыла. При отклонении образуют щель, аналогичную таковой у щелевых закрылков. Предкрылки, не образующие щели, называются отклоняемыми носками. Как правило, предкрылки автоматически отклоняются одновременно с закрылками, но могут и управляться независимо. В целом, эффект предкрылков заключается в увеличении допустимого угла атаки, то есть срыв потока с верхней поверхности крыла происходит при бо льшем угле атаки. Помимо простых, существуют так называемые адаптивные предкрылки. Адаптивные предкрылки автоматически отклоняются для обеспечения оптимальных аэродинамических характеристик крыла в течение всего полёта. Также обеспечивается управляемость по крену при больших углах атаки с помощью асинхронного управления адаптивными предкрылками. Виды предкрылков изображены на рис. 68. Рисунок 68. Виды предкрылков а - скользящий предкрылок: профиль имеет значительную вогнутость, в убранном положении составляет единое целое с крылом; б - выдвижной предкрылок в убранном положении образует щель между своей нижней поверхностью и верхней поверхностью крыла. Поток вытекает из этой щели на верхнюю поверхность крыла, увеличивает кинетическую энергию потока, повышая его устойчивость к отрыву; в - носовой щиток (щиток Крюгера) - жесткая пластина, установленная на нижней поверхности носовой части крыла. В отклоненном положении воздействует на обтекание крыла, как скользящий предкрылок. Применяется на тонких крыльях; г - отклоняющийся носок - отклоняемая вниз носовая часть крыла. Рисунок 69. Зависимость Су от  Рисунок 70. Вид крыла с предкрылками 2.3.Флапероны Флапероны, или «зависающие элероны» — элероны, которые могут выполнять также функцию закрылков при их синфазном отклонении вниз. Широко применяются в сверхлёгких самолётах и радиоуправляемых авиамоделях при полётах на малых скоростях, а также на взлёте и посадке. Иногда применяются на более тяжелых самолётах (например, Су-27). Основное достоинство флаперонов — это простота реализации на базе уже имеющихся элеронов и сервоприводов. Рисунок 71. Мощная механизация палубного истребителя (СУ-27). Самый левый - флаперон Интерцепторы Интерцепторы (спойлеры) — отклоняемые или выпускаемые в поток поверхности на верхней поверхности крыла, которые увеличивают аэродинамическое сопротивление и уменьшают подъёмную силу. Поэтому интерцепторы также называют органами непосредственного управления подъёмной силой (рис. 72). Не следует путать интерцепторы с воздушными тормозами. Рисунок 72. Закрылки и интерцепторы вид сверху Элерон-интерцепторы представляют собой дополнение к элеронам и используются в основном для управления по крену. Они отклоняются несимметрично. Например, на Ту-154 при отклонении левого элерона вверх на угол до 20°, элерон-интерцептор на этой же консоли автоматически отклоняется вверх на угол до 45°. В результате подъёмная сила на левой консоли крыла уменьшается, и самолёт кренится влево. У некоторых самолетов элерон-интерцепторы могут являться главным (либо резервным) органом управления по крену. 2.4. Спойлеры Спойлеры (многофункциональные интерцепторы) - гасители подъемной силы (рис. 73). Симметричное задействование интерцепторов на обеих консолях крыла приводит к резкому уменьшению подъёмной силы и торможению самолёта. После выпуска самолёт балансируется на большем угле атаки, начинает тормозиться за счёт возросшего сопротивления и плавно снижаться. Возможно изменение вертикальной скорости без изменения угла тангажа. То есть при одновременном выпуске интерцепторы используются в качестве воздушных тормозов. Интерцепторы также активно используются для гашения подъёмной силы после приземления или при прерванном взлёте и для увеличения сопротивления. Необходимо отметить, что они не столько гасят скорость непосредственно, сколько снижают подъёмную силу крыла, что приводит к увеличению нагрузки на колёса и улучшению сцепления колёс с поверхностью. Благодаря этому, после выпуска внутренних интерцепторов можно переходить к торможению с помощью колёс. Рисунок 73. Тормозные щитки Спойлеры Влияние механизации крыла на зависимость Cya=f() показана на рис. 74. Рисунок 74. Влияние механизации крыла на зависимость Cya=f() Кривая 1 показывает характер этой зависимости при убранной механизации. При отклонении закрылка (кривая 3) возрастает не только максимальный коэффициент подъемной силы, но и несколько изменяется наклон кривой, что связано с увеличением площади крыла при выпуске закрылка. Поэтому Суа3> Суа. Критические углы атаки профиля с выпущенным закрылком меньше, чем с убранным из-за более раннего срыва потока с крыла. Отклонение предкрылка (2 и 4) позволяет увеличить значения aкр как в случае выпущенного закрылка (4), так и в случае убранного (2). Наклон кривой при этом не изменяется, так как не изменяется площадь крыла. Самые большие значения Суамах и кр достигаются при выпущенных закрылках и предкрылках. Выпуск гасителей подъемной силы нарушает плавное обтекание верхней поверхности крыла, разрежение на ней падает, и коэффициент подъемной силы значительно снижается (кривая 5). Зависимость Суа=f(Сха) при механизации показана на рис. 75. Рисунок 75. Зависимость Суа=f(Сха) кривая 1 - отклоненный предкрылок, кривая 3 - отклоненный закрылок, кривая 4 -закрылок и предкрылок, 5 - гаситель подъемной силы. Экспериментальные исследования показали, что крылья, имеющие сверхкритический профиль, большого удлинения (9,5... 10) со стреловидностью 28...30° обеспечивают большие значения Суа на посадочных режимах. Это позволяет снизить скорости захода на посадку, что облегчает пилотирование и сокращает длину пробега. Для таких крыльев подобные АХ можно получить при значительно более простой в конструктивном отношении механизации задней кромки (выдвижные одно- и двухщелевые закрылки с механизацией передней кромки по всему размаху). Механизация крыла самолета Боинг-747 показана на рис 76. Рисунок 76. Механизация крыла самолета Боинг-747 2.5.Управление пограничным слоем Управление пограничным слоем (УПС) - воздействие на пограничный слой (ПС) с целью ослабления или предотвращения срыва потока на обтекаемой поверхности, охранения ламинарного течения в ПС и уменьшения теплопередачи при больших сверхзвуковых скоростях потока. УПС осуществляется изменением формы обтекаемой поверхности, уменьшением разности между скоростями внешнего потока и обтекаемой поверхности (профили с подвижными поверхностями), использованием энергии основного потока для увеличения энергии частиц воздуха в ПС (щелевая механизация крыла, вихрей генераторы), сообщением ускорения частицам ПС (выдув сжатого воздуха вдоль обтекаемой поверхности, так называемый сдув ПС), удалением из пристенного участка ПС заторможенных частиц воздуха и изменением состояния ПС (вдув в пограничный слой газа с другими физическими свойствами, охлаждение поверхности и др.). Наиболее эффективными являются способы УПС, основанные на использовании энергии, отбираемой от специальных источников мощности. К их числу относятся отсос ПС и его сдув. Применение этих способов позволяет переместить точку отрыва ПС вниз по течению за счёт уменьшения толщины ПС и увеличения его энергии. В авиации наибольшее практическое применение получила система сдува ПС посредством выдува воздуха, отбираемого от компрессора ВРД, на верхнюю поверхность крыла и отклонённых закрылков (использована, например, на истребителях МиГ-21, Макдоннелл-Дуглас F-4 «Фантом» и др.). Параметром, характеризующим интенсивность выдува и его воздействие на аэродинамические характеристики самолёта, является коэффициент импульса струи выдуваемого воздуха: Cp  mV , q S0 где m - массовый секундный расход воздуха, V - скорость струи на срезе щелевого сопла, q∞ - скоростной напор набегающего потока, S0 - часть площади крыла, соответствующая размаху щелевого сопла. Безотрывное обтекание крыла с отклонёнными на углы δз = 60-80° закрылками обычно достигается при выдуве струй с коэффициентом импульса с μ=0,06-0,12. При этом на крыльях с удлинением λ = 7-8 эффективность нещелевых закрылков может быть увеличена в 2-3 раза и получен коэффициент максимальной подъёмной силы сymax = 5 - 6. Применение систем УПС позволяет уменьшить взлётно-посадочные скорости самолёта и потребную длину ВПП на 25-50%. УПС используется также для уменьшения аэродинамического сопротивления элементов ЛА за счёт обеспечения их безотрывного обтекания или ламинаризации пограничного слоя. Для уменьшения теплопередачи используется вдув в пограничный слой газа, более лёгкого, чем во внешнем течении (рис. 77). Зависимость коэффициента подъемной силы от импульса струи C и угла атаки  приведена на рис.78. Рисунок 77. Управление пограничным слоем 1 – отверстия для выхода сдувающего воздуха, 2- сдувающий воздух, 3- набегающий поток. Рисунок 78. Зависимость коэффициента подъемной силы от импульса струи C и угла атаки  Вихрей генераторы Вихрей генераторы - устройства на обтекаемой поверхности летательного аппарата для затягивания или предотвращения отрыва турбулентного пограничного слоя (ПС) без затрат энергии. В. г. интенсифицируют обмен количеством движения между внешними и внутренними областями ПС, вследствие чего профиль скорости вблизи стенки становится более наполненным и ПС оказывается способным преодолеть более сильный положительный градиент давления. Известны различные конфигурации В. г.: ряды плоских пластинок, устанавливаемых перпендикулярно к поверхности под некоторым углом к направлению потока , ряды клиньев, куполов, «плугов» и др. В. г. обычно располагаются в предотрывной области ПС, их высота несколько превышает толщину ПС; иногда используются 2 ряда В. г. Продольные вихри, сходящие с В. г., при распространении вниз по потоку способствуют передаче кинетической энергии замедленному потоку у поверхности. В ряде случаев наиболее эффективны В. г., создающие систему продольных вихрей противоположного вращения. Рисунок 79. Размещение вихрей- генераторов на крыле Установка В. г. на крыльях приводит к увеличению максимального значения коэффициента подъёмной силы, расширению диапазона линейной зависимости коэффициента подъёмной силы от угла атаки, уменьшению сопротивления аэродинамического при больших значениях коэффициента подъёмной силы, хотя на крейсерском режиме сопротивление несколько возрастает. Установка В. г. в диффузорообразных каналах с отрывным течением приводит к уменьшению потерь полного давления и степени неравномерности потока и выходном сечении. Использование оптимальной системы В. г. позволяет существенно уменьшить длину диффузора по сравнению с обычным диффузором. Отсос пограничного слоя Отсос пограничного слоя - отвод жидкости или газа из пограничного слоя через проницаемую поверхность обтекаемого тела. Наличие отсоса приводит к уменьшению толщины пограничного слоя, делает профиль скорости более наполненным и, следовательно, повышает устойчивость ламинарного течения, вызывает увеличение местных значений напряжения трения и теплового потока. Количественно воздействия отсоса на характеристики пограничного слоя зависят от многих факторов: значения и закона распределения скорости отсоса на обтекаемой поверхности, формы тела и т. д. О. п. с. Можно использовать как эффективное средство ламинаризации пограничного слоя и снижения сопротивления трения летательного аппарата. О. п. с. применяется также как средство предотвращения отрыва пограничного слоя к реализации около тела течения, близкого к безотрывному течению идеальной жидкости. Впервые на это указал Л. Прандтль (1904), который путём отсоса жидкости через щели в кормовой части кругового цилиндра практически полностью устранил отрыв пограничного слоя с его поверхности. Правда, при этом как расход отсасываемой жидкости, так и энергетические затраты на отсос очень значительны. О. п. с. как средство управления пограничным слоем используется, например, для энергетической механизации крыла (рис.80). Рисунок 80. Пример ОПС Энергетическая механизация крыла Энергетическая механизация крыла - устройства для увеличения подъёмной силы крыла, принцип действия которых основан на использовании энергии двигателей ЛА или дополнительных источников мощности. Э. м. к. применяется для улучшения взлётно-посадочных и манёвренных характеристик ЛА, увеличения полезной нагрузки и повышения безопасности полёта. Э. м. к. базируется на использовании двух основных принципов: предотвращении отрыва пограничного слоя на поверхности крыла и увеличении циркуляции скорости вокруг крыла (эффект суперциркуляции). Системы управления пограничным слоем (УПС), основанные на применении подвижных поверхностей, отсоса пограничного слоя и его сдува, обеспечивают безотрывное обтекание крыла при больших углах атаки и больших углах отклонения закрылков без существенных энергетических затрат. Струйный закрылок увеличивает подъёмную силу крыла главным образом за счёт эффекта суперциркуляции и вертикальной составляющей реакции струи. Значение коэффициента подъёмной силы на крыле со струйным закрылком зависит от затрат мощности и при использовании практически всего располагаемого воздуха, проходящего через двигатель, может достигать 1015, то есть быть в 2-3 раза выше, чем в случае применения систем УПС. Действие эжекторных систем основано на увеличении импульса первичной струи сжатого воздуха на выходе из камеры смешения, образованной раздвижными элементами крыла, за счёт подмешивания воздуха, отсасываемого с верхней поверхности крыла. Увеличение подъёмной силы происходит из-за увеличения реакции струи, ликвидации отрыва потока на поверхности крыла и отклонённых закрылках, а также за счёт суперциркуляции. При обдуве крыла струями ВРД увеличение подъёмной силы происходит вследствие улучшения обтекания поверхности крыла и отклонённых закрылков, обдуваемых струёй, эффекта суперциркуляции и поворота вектора тяги двигателей. Система выдува струй вдоль размаха крыла позволяет реализовать устойчивое вихревое течение над верхней поверхностью крыла и увеличить коэффициент подъёмной силы при больших углах атаки, а также повысить эффективность закрылков и органов управления при больших углах их отклонения. Эти системы отличаются конструктивной простотой и приближаются по эффективности к системам УПС путём тангенциального выдува тонких струй из щелевых сопел при достаточно больших значениях импульса струи (рис 81, 82). Рисунок 81. Реактивный закрылок Рисунок 82. Пример энергетической механизации крыла 2.6. Аэродинамика больших скоростей Сжимаемость воздуха характеризуется отношением изменения его плотности к изменению давления  d или P dP 1). PV  m RT - уравнение Менделеева- Клайперона  PV  1 RT , где R  8,31 Дж0 - газовая постоянная, m  моль К µ- молярная масса P  1 RT   2). PV  RT , где R  29,27 кгм - газовая постоянная кгград P  g  RT  Изменение количества движения dm∙a Изменение массы dm = a∙dt∙S∙dρ dm∙a = a∙a∙dt∙S∙dρ= a2∙dt∙S∙dρ Сила, вызвавшая движение пластины F = dp ∙ S Импульс силы F∙dt = dp ∙ S∙dt F∙dt = dm∙a или dp ∙ S∙dt = a2∙dt∙S∙dρ dp = a2 ∙dρ 2 dp a  d dP a d Уравнение адиабатического процесса p k  const  p Ck PV k  const - адиабатический процесс CP - теплоемкость газа при постоянном давлении СV - теплоемкость при постоянном объеме CP k  - коэффициент Пуассона CV CP - теплоемкость газа при постоянном давлении СV - теплоемкость при постоянном объеме i СV  R 2 CP  CV  i  2 R 2 i- степень свободы Рисунок 83. Степени свободы p Ck k dp  d(C k)  C k k1 d C k  d,т.к. p Ck p dp  k d p k  d dp    k  p d d  2 dp k p a   Для воздуха a20 T H a  340 , Н – высота в метрах. 250 Уравнение движения сжимаемой жидкости 1 S1 V1  2 S2 V2 ln(S V)  lnlnS lnV  lnconst d dS  dV  0- уравнение неразрывности в дифференциальной форме  S V При горизонтальном течении газа уравнение Бернулли для сжимаемого газа будет иметь следующий вид. V2  k  P  const 2 k 1  a2  k P ,  V2  a2  const 2 k 1 V 2  k  g  RT  const 2 k 1 Для воздуха k = 1,41 R  29,27 кгм кгград V 2  2000T  const 2 Уравнение Бернулли в дифференциальной форме V 2 p   const 2  V 2 p d(  )  d(C) 2  2V dV dp   0 2  dp d V  V dV   0  d V dp  dV2  dV  0 d  V a2  dV2  dV  0  V d V 2 dV    a2  V (1) Из уравнения неразрывности записанного в дифференциальной форме най- d дем .  dS  dV  d 0 S V  d (dS  dV ) (2)  S V V  M - число М (число Маха) a Из выражения (1), (2), (3) получим dS dV 2 dV   M  S V V dS dV (M2 1)   S V dS «-» → dV «+», т.е. при дозвуковом истечении газа из канала при сужении канала скорость возрастает, а при расширении уменьшается. 2). M > 1 dS > 0 dS «-» → dV «-», т.е. при сверхзвуковом истечении газа из канала при сужении канала скорость уменьшается, а при расширении увеличивается. Все это объясняет форму сопла Лаваля (рис. 84). Двигатель с соплом Лаваля приведён на рис. 85. Рисунок 84. Сопло Лаваля Рисунок 85. Жидкостный реактивный двигатель с соплом Лаваля Температура торможения Температура в критической точке профиля называется температурой торможения и обозначается ТТ (рис. 86). Рисунок 86. Иллюстрация к температуре торможения Для вычисления температуры торможения применим уравнение Бернулли к струйке, подходящей к критической точке V12  2000T1 V22  2000T2 Так как скорость в критической точке V2= 0, а температура Т2 = ТТ, то получаем V 2 2 2000T V1  1  2000TТ;ТТ Т1  1 . 2000 TH = T1 - температура невозмущенного воздуха; V = V1 – скорость невозмущенного воздуха. ТТ ТН  V2 ТН 5( V )2 TH (1 V2 . 2000 100 2000TH) Так как TH  20aH22 V 2 M 2 то TT  TH (1 a2 )  TH (1 5 ) . 2000 20H2 Следовательно, температура торможения зависит от числа М и температуры набегающего потока на данной высоте. Аэродинамический нагрев Аэродинамический нагрев тел- нагрев движущихся с большой скоростью в воздухе или другом газе. А. н. - результат того, что налетающие на тело молекулы воздуха тормозятся вблизи тела. Если полет совершается со сверхзвуковой скоростью культур, торможение происходит прежде всего в ударной волне , возникающей перед телом. Дальнейшее торможение молекул воздуха происходит непосредственно у самой поверхности тела, в пограничном слое. При торможении молекул воздуха их тепловая энергия возрастает, т. е. температура газа вблизи поверхности движущегося тела повышается максимальная температура, до которой может нагреться газ в окрестности движущегося тела, близка к т. н. температуре торможения: T0 = Тн+ V2/2cp, где Тн - температура набегающего воздуха, V - скорость полёта тела, cp - удельная теплоёмкость газа при постоянном давлении. Так, например, при полёте сверхзвукового самолёта с утроенной скоростью звука (около 1 км/ сек) температура торможения составляет около 400°C, а при входе космического аппарата в атмосферу Земли с 1-й космической скоростью (8,1км/сек) температура торможения достигает 8000°С. Если в первом случае при достаточно длительном полёте температура обшивки самолёта достигнет значений, близких к температуре торможения, то во втором случае поверхность космического аппарата неминуемо начнёт разрушаться из-за неспособности материалов выдерживать столь высокие температуры. Из областей газа с повышенной температурой тепло передаётся движущемуся телу, происходит А. н. Существуют две формы А. н. - конвективная и радиационная. Конвективный нагрев - следствие передачи тепла из внешней, «горячей» части пограничного слоя к поверхности тела. В случае турбулентного течения конвективный нагрев становится интенсивнее. Это связано с тем обстоятельством, что, помимо молекулярной теплопроводности, существенную роль в переносе энергии начинают играть турбулентные пульсации скорости в пограничном слое. С повышением скорости полёта температура воздуха за ударной волной и в пограничном слое возрастает, в результате чего происходит диссоциация и ионизация молекул. Образующиеся при этом атомы, ионы и электроны диффундируют в более холодную область - к поверхности тела. Там происходит обратная реакция ( рекомбинация ) , идущая с выделением тепла. Это даёт дополнительный вклад в конвективный А. н. При достижении скорости полёта порядка 5000 м/сек температура за ударной волной достигает значений, при которых газ начинает излучать. Вследствие лучистого переноса энергии из областей с повышенной температурой к поверхности тела происходит радиационный нагрев. При этом наибольшую роль играет излучение в видимой и ультрафиолетовой областях спектра. При полёте в атмосфере Земли со скоростями ниже первой космической (8,1 км/сек) радиационный нагрев мал по сравнению с конвективным. При второй космической скорости (11,2 км/сек)их значения становятся близкими, а при скоростях полёта 13-15 км/сек и выше, соответствующих возвращению на Землю после полётов к другим планетам, основной вклад вносит уже радиационный нагрев. Критическое число М Скорость полета самолета, при которой где- либо на крыле наибольшая местная скорость обтекания по величине становится равной местной скорости звука, называется критической скоростью звука. Число М, соответствующее критической скорости полета, называется критическим Vкр Мкр  , aH где Vкр – критическая скорость полета; aH – скорость звука на данной высоте. б Vкритическая a Рисунок 87. Иллюстрация понятия критической скорости М Влияние формы профиля крыла на Мкр. Изменение относительной толщины и относительной кривизны профиля приводит к изменению поперечных сечений струек, обтекающих крыло данного профиля. Изменение поперечных сечений струек ведет к изменению местных скоростей обтекания и разрежений, действующих на профиль; следовательно, изменяется и величина Мкр. Увеличение относительной толщины и кривизны профиля вызывает уменьшение поперечных сечений струек, обтекающих крыло. Поэтому местные скорости обтекания и разрежение над крылом увеличиваются, а Мкр уменьшается. Уменьшение С и f профиля ведет к увеличению Мкр. На величину Мкр влияет также положение наибольшей толщины профиля. Экспериментально установлено, что при расположении наибольшей толщины профиля на 40-5% хорды число Мкр профиля увеличивается, потому что в струйке, обтекающей такой профиль, плавно изменяются поперечные сечения, а значит, плавно изменяются местные скорости и разрежение над профилем. Влияние угла атаки крыла на Мкр Изменение угла атаки ведет к тем же результатам, что и изменение формы профиля. Так, при увеличении угла атаки сечение струек над крылом уменьшается, разрежение над крылом увеличивается, а значит Мкр уменьшается (рис. 88). V Vобт1 Vобт1 > Vобт2 Vобт2 1  2 Рисунок 88. Влияние угла атаки на Мкр При скорости полета меньше критической в любой точке профиля крыла местные скорости обтекания меньше местной скорости звука, поэтому такое обтекание называется дозвуковым обтеканием крыла. Если же скорость полета превысит критическую скорость, то местная скорость обтекания в одних точках крыла останется дозвуковой, а в других окажется уже сверхзвуковой. Такое обтекание крыла называется смешанным. Возможен и третий вид обтекания, когда в любой точке крыла местная скорость больше скорости звука; такое обтекание называется сверхзвуковым. Смешанное обтекание при наличии местных скачков уплотнения Если скорость полета стала сверхкритической, то в самом узком сечении струйки над крылом скорость обтекания по величине будет равна местной скорости звука. Предположим, что обтекание профиля осталось плавным. В этом случае поток от сечения I-I до сечения II-II разгоняется до скорости, равной местной скорости звука (рис. 89). От сечения II-II до сечения III-III струйка расширяется, то есть скорость потока продолжает увеличиваться, становясь сверхзвуковой. Изменение скорости в струйке происходит так же, как и в сопле Лаваля на расчетном режиме. В сечении III-III далеко за крылом параметры воздуха, а именно его скорость, давление, плотность и температура, должны быть такими же, как и перед крылом в сечении I-I. Однако из наших рассуждений следует, что в сечении III-III поток сверхзвуковой, а в сечении I-I - дозвуковой. Такое несоответствие можно объяснить только тем, что наше предположение о плавности обтекания неверно. Естественно, что между сечениями II—II и III—III должен возникнуть прямой скачок уплотнения, который резко затормозит сверхзвуковой поток, уменьшив его скорость до дозвуковой (рис. 140). Опыты подтверждают существование прямого местного скачка уплотнения на крыле при скорости полета, превышающей критическую. Таким образом, в спектре обтекания крыла появляются местные прямые скачки уплотнения. Рассмотрим, как возникают местные скачки уплотнения. При первом типе смешанного обтекания профиля на крыле имеются местные сверхзвуковые зоны наряду с зонами дозвукового обтекания. Точки профиля, расположенные в дозвуковом потоке у ребра обтекания, являются источниками волн слабых возмущений (звуковых волн). Как известно, звуковые волны в дозвуковом потоке распространяются в виде сферических поверхностей равномерно во все стороны. По потоку звуковые волны распространяются. Рисунок 89. Иллюстрация возникновений скачков уплотнения Рассмотрим, как возникают местные скачки уплотнения. При первом типе смешанного обтекания профиля на крыле имеются местные сверхзвуковые зоны наряду с зонами дозвукового обтекания. Точки профиля, расположенные в дозвуковом потоке у ребра обтекания, являются источниками волн слабых возмущений (звуковых волн). Как известно, звуковые волны в дозвуковом потоке распространяются в виде сферических поверхностей равномерно во все стороны. По потоку звуковые волны распространяются свободно, а против потока они двигаются только до границы со сверхзвуковым потоком, где, останавливаясь, накладываются друг на друга (суммируются), создавая сильное возмущение - скачок уплотнения. Следовательно, местные скачки уплотнения возникают в результате наложения (суммирования) звуковых волн. Вначале местный скачок возникает над профилем крыла (рис. 90), а при дальнейшем увеличении скорости полета и под профилем, так как над крылом скорость обтекания больше, чем под крылом, и поэтому раньше достигнет величины местной скорости звука (рис. 91). Рисунок 90. Местный скачок Рисунок 91. Местные скачки над и под профилем Перемещение местных скачков уплотнения при увеличении скорости полета Оба скачка (и верхний и нижний) с ростом скорости полета перемещаются назад к ребру обтекания профиля (рис. 92), при этом их интенсивность возрастает, то есть перепад скоростей, давлений, температур и плотности перед скачком и за скачком увеличивается. Как известно, в пограничном слое скорость воздуха по нормали к крылу возрастает от нуля на поверхности его до скорости потенциального слоя. Понятно, что местный скачок начинается там, где скорость пограничного слоя сверхзвуковая, то есть на некотором удалении от поверхности крыла, поскольку непосредственно у поверхности крыла скорость частиц пограничного слоя равна нулю. уплотнения Рисунок 92. Местные скачки Волновой срыв потока с крыла Х-образный скачок В связи с тем, что давление за скачком больше, чем перед скачком, воздух в пограничном слое будет перемещаться из зоны большего в зону меньшего давления. Таким образом возникает обратное течение пограничного слоя, его набухание и интенсивный срыв с крыла. Это явление называют волновым срывом, ибо срыв вызван скачком - ударной волной. Путем экспериментальных исследований установлена связь между волновым срывом, формой скачков и состоянием пограничного слоя у крыла. Оказывается, если течение в пограничном слое является турбулентным, то на крыле возникает только прямой скачок уплотнения. Если же течение в пограничном слое ламинарное, то вначале возникает косой скачок, за которым происходит турбулизация и отрыв- пограничного слоя, в результате чего за косым скачком в области турбулентного течения пограничного слоя возникает прямой скачок уплотнения. Такая система прямого и косого скачков, напоминающая греческую букву X, получила название Х-образного скачка. Образование косого скачка перед прямым уменьшает сопротивление, так как в этом случае поток подходит к прямому скачку с меньшей скоростью в результате потери ее при прохождении косого скачка. При этом прямой скачок получается менее интенсивным. Интенсивность же косого скачка незначительна. Таким образом, комбинация косого и прямого скачков, названная Х-образным скачком, дает меньшее сопротивление, чем один прямой скачок. С другой стороны, за косым скачком происходит поворот потока, сопровождающийся расширением пограничного слоя и, следовательно, более ранним отрывом его от крыла. Это приводит к уменьшению разрежения над крылом, то есть к уменьшению подъемной силы. Аэродинамический спектр при первом типе смешанного обтекания показан на рис.93 Рисунок 93. Аэродинамический спектр первого типа смешанного обтекания Волновой кризис крыла Процесс возникновения и развития на крыле местных скачков уплотнения, а также развитие волнового срыва потока, вызванного скачками, называется волновым кризисом крыла. Ввиду того что волновой кризис наступает при числах М>Мкр, можно утверждать, что критическое число М характеризует начало развития на крыле волнового кризиса. Необходимо указать, что появление волнового кризиса крыла нежелательно, так как он приводит к ухудшению всех аэродинамических характеристик крыла и самолета. При скорости полета больше скорости звука лобовая часть профиля крыла тормозит набегающий сверхзвуковой поток. Поэтому впереди крыла находится небольшая область дозвукового потока, в которой могут распространяться волны слабых возмущений (звуковые волны), созданные точками лобовой части крыла. Звуковые волны в дозвуковом потоке распространяются против потока до границ сверхзвукового потока. Рисунок 94. Образование головного скачка уплотнения На границе сверхзвукового и дозвукового потоков волны слабых возмущений суммируются, накладываясь друг на друга, в результате чего возникает сильное уплотнение воздуха, то есть скачок уплотнения. Возникший впереди крыла скачок называют головным в соответствии с местом его расположения. Одновременно с возникновением головного скачка на крыле могут быть местные скачки уплотнения или хвостовые скачки. Как уже было отмечено, местные скачки уплотнения с ростом числа М полета сдвигаются назад. Доходя до ребра обтекания, они там останавливаются, превращаясь в хвостовой скачок. Следовательно, в спектре обтекания крыла при втором типе смешанного обтекания возникают головные и хвостовые скачки уплотнения (рис. 95). До головного скачка поток не возмущен, скорость в струйке постоянна. Проходя через головной скачок, который является по форме косым, поток изменяет направление и уменьшает свою скорость. За скачком струйка непрерывно расширяется над крылом и под крылом, а так как скорость потока за косым скачком в данном случае остается сверхзвуковой, то в расширяющейся струйке она плавно увеличивается. В хвостовом скачке поток снова тормозится и изменяет направление; в сечении IV-IV скорость его будет такая же, как и в сечении I - I. Рисунок 95. Головные и хвостовые скачки уплотнения Форма и расположение головного скачка Эксперименты показывают, что форма и положение головного скачка уплотнения зависят от числа М полета и формы головной части тела. На рис.96. изображены три тела различной формы, находящиеся в сверхзвуковом потоке. Структура головного скачка при обтекании их различна. Когда тело тупое, головной скачок состоит из участка прямого скачка а-б, который переходит сначала в косые скачки, а затем, вдали от тела, в граничную волну слабых возмущений. Угол наклона головного скачка β1 несколько меньше прямого. Чем острее головная часть тела, тем меньше протяженность прямого участка а-б скачка, меньше угол наклона скачка β2 и головной скачок ближе к ребру атаки тела. Так, при клиновидном профиле головной скачок не имеет прямого участка а - б и «сидит» на носке профиля. Увеличение числа М полета в сверхзвуковом диапазоне влияет на форму головного скачка так же, как и заострение носовой части профиля. Увеличение числа М полета приводит к уменьшению прямого участка головного скачка, к уменьшению угла наклона его β3 и приближению головного скачка к ребру атаки. Однако при тупой носовой части профиля головной скачок «сесть» на носик профиля не может. Рисунок 96. Влияние формы головной части тела на форму головного скачка Критическое число М самолета До сих пор мы рассматривали обтекание изолированного крыла. Но, как известно, в воздушном потоке, кроме крыла, находятся и другие части самолета: фюзеляж, горизонтальное и вертикальное оперение, гондолы двигателей и т. д. Каждая из перечисленных частей самолета имеет свою критическую скорость полета. Рассмотрим, где раньше всего местная скорость обтекания может быть равной местной скорости звука, иначе говоря, где раньше всего начнет развиваться волновой кризис. Опыты показывают, что число Мкр фюзеляжа больше Мкр крыла даже при одинаковых относительных толщинах. Так, при относительной толщине крыла, равной 15%, его число Мкр =0,75, а для фюзеляжа при той же относительной толщине Мкр = 0,9. Это может быть объяснено следующим образом. При обтекании фюзеляжа, продольная ось которого наклонена под некоторым углом к потоку, под фюзеляжем давление будет больше, чем над ним. Естественно, что по всей длине фюзеляжа начнется перетекание воздуха из зоны повышенного давления (под фюзеляжем) в зону пониженного давления (над фюзеляжем). Вследствие этого перетекания разрежение над фюзеляжем уменьшится, а следовательно, критическое число М увеличится. Полагая толщину фюзеляжа Нmах, равной размаху крыла, а его длину Lф- длине хорды крыла, можно для сравнения считать, что фюзеляж с точки зрения увеличения числа Мкр подобен крылу малого удлинения. Число Мкр горизонтального и вертикального оперений больше, чем у крыла, потому что они выполнены из более тонких профилей и имеют меньшие удлинения, чем крыло. Следовательно, наименьшим числом Мкр обладает крыло. Однако число Мкр изолированного крыла не может считаться числом Мкр всего самолета, ибо необходимо учесть интерференцию крыла и фюзеляжа (рис. 97). Влияние фюзеляжа оказывается в том, что местные скорости обтекания прямого крыла увеличатся по сравнению со скоростью обтекания изолированного крыла. Следовательно, волновой кризис самолета с прямым крылом раньше начнется в сечениях крыла, расположенных у фюзеляжа, и критическое число М самолета окажется меньше критического числа М крыла. Рисунок 97. Интерференция крыла и фюзеляжа Поэтому под критическим числом М рассматриваемого самолета следует понимать такое число М, при котором начинает развиваться волновой кризис в сечениях прямого крыла, расположенных у фюзеляжа. Таким образом, интерференция фюзеляжа и прямого крыла всегда является вредной. Правильной же установкой стреловидного крыла относительно фюзеляжа, а также правильным выбором формы зализов между крылом и фюзеляжем можно добиться положительной интерференции. Увеличение Мкр самолета Увеличение Мкр самолета сводится к увеличению критического числа М всех его частей: крыла, фюзеляжа, оперения, гондол двигателей и т.д., а также к рациональному взаимному их расположению. Крыло скоростного самолета. Напомним, что на Мкр крыла влияет относительная толщина и относительная кривизна профиля, положение максимальной толщины профиля по хорде, стреловидность крыла и его удлинение. Наиболее рациональными профилями крыла скоростного самолета яв- ляются профили с малой относительной толщиной (C -5-9%), малой относи- тельной кривизной ( f =0-2%), симметричные или близкие к ним профили, у которых наибольшая толщина расположена на 45-50% хорды от ребра атаки. Уменьшение толщины профиля крыла ограничивается аэродинамическими и конструктивными соображениями. Так, у тонких профилей величина cymax мала, что ведет к нежелательному увеличению посадочной скорости самолета. Малая строительная высота тонких профилей затрудняет размещение в крыле топливных баков, усложняет уборку шасси в крыло, а также утяжеляет конструкцию крыла. Для увеличения числа Мкр современных крыльев широко применяются стреловидные в плане крылья с углами стреловидности до 60°. Наряду со стреловидными крыльями применяются крылья малых удлинений. Фюзеляж скоростного самолета. Для увеличения числа Мкр фюзеляжа его выполняют тонким, то есть с малой относительной толщиной, сигарообразной формы с наибольшей высотой Нmах, расположенной посредине длины фюзеляжа. При расположении двигателей вне фюзеляжа носовая и хвостовая части его обычно выполняются заостренными (рис. 98). Рисунок 98. Форма фюзеляжа для увеличения Мкр Как уже было указано, Мкр фюзеляжа больше Мкр крыла. Однако выступы, находящиеся на фюзеляже, могут резко уменьшить его Мкр. Так, фонарь кабины летчика существенно деформирует поток над фюзеляжем, что увеличивает местную скорость его обтекания (рис. 99). Поэтому выбор наивыгоднейшей формы фонаря кабины летчика весьма ответственное дело. Фонарь не должен располагаться в месте наибольшей толщины фюзеляжа Нmах, так как в этом случае местные скорости обтекания его еще больше увеличатся. На некоторых самолетах обходятся без фонаря, производя остекление кабины на поверхности фюзеляжа. Однако такая схема имеет своим основным недостатком плохой обзор, затрудняющий наблюдение за воздухом и землей, поэтому она не нашла широкого применения. Следует иметь в виду, что форма и размеры фюзеляжа определяются не только аэродинамическими требованиями, но также и конструктивными соображениями, как-то: размещением топливных баков, оборудования, вооружения и силовых установок. Рисунок 99. Влияние выступов фюзеляжа на Мкр Оперение скоростных самолетов. Критическое число М оперения стремятся сделать как можно большим, ибо развитие волнового кризиса на оперении резко ухудшает характеристики управляемости и устойчивости самолета. Увеличение Мкр горизонтального и вертикального оперений производится так же, как и крыла. Аэродинамическая компоновка частей самолета Если на стреловидном крыле установить фюзеляж, который прикроет центральные сечения крыла, то волновое сопротивление системы крыло - фюзеляж будет возрастать позже, на больших числах М, то есть тогда же, когда и в концевых сечениях стреловидного крыла (рис. 100). Между крылом и фюзеляжем (в результате двойного сужения струйки), от борта фюзеляжа к концу крыла и от кривизны верхней поверхности крыла местные скорости обтекания увеличиваются. При этом наибольшие разрежения pmin растут, а критическое число М уменьшается. Подобное уменьшение Мкр может привести к увеличению волнового сопротивления крыла. Однако оказывается, что снижение сопротивления, вызванное удалением из потока центральных сечений стреловидного крыла, значительно больше, чем увеличение лобового сопротивления из-за взаимного влияния крыла и фюзеляжа. Рисунок 100. Зависимость параметров от взаимного расположения крыло- фюзеляж Уменьшение вредного взаимного влияния крыла и фюзеляжа достигается размещением их таким образом, чтобы максимальная толщина профиля крыла Сmах не находилась в одной плоскости с наибольшей толщиной фюзеляжа Нmах. (рис. 101) В этом случае поджатие струек за счет взаимного влияния крыла и фюзеляжа будет меньше, значит, и разрежение pmin будет меньше, а Мкр - больше. Кроме смещения крыла по длине фюзеляжа, для уменьшения поджатия струек необходимо сместить его и по высоте фюзеляжа. С этой целью реактивные самолеты строятся по возможности по схеме среднепланов. Рисунок 101. Уменьшение вредного взаимного влияния крыла и фюзеляжа Кроме смещения крыла по длине фюзеляжа, для уменьшения поджатия струек необходимо сместить его и по высоте фюзеляжа (рис. 102). С этой целью реактивные самолеты строятся по возможности по схеме среднепланов. Взаимное расположение крыла и гондолы двигателя. Располагать дви- Рисунок 102. Смещение крыла по высоте гатель на крыле нежелательно. Однако для самолетов с несколькими двигателями такая схема еще существует. Установка двух гондол двигателей на изолированном крыле уменьшает Мкр на 0,08 - f-0,09, что соответствует уменьшению критической скорости полета на 90-100 км/час. Уменьшение взаимного влияния крыла и гондолы осуществляется так же, как и для крыла с фюзеляжем, а именно смещением плоскостей их наибольших толщин, как по длине, так и по высоте, а также выполнением боковых поверхностей гондолы на участке ее соединения с крылом вогнутыми (рис. 103). Рисунок 103. К объяснению влияния А-гондол и крыла; Б – горизонтального и вертикального оперений 2.7. Горизонтальный полет самолета В летной практике под горизонтальным полетом понимается прямолинейный полет самолета без набора высоты и снижения. Следовательно, скорость в горизонтальном полете по направлению не изменяется, но может изменяться по величине. В дальнейшем будет рассматриваться так называемый установившийся горизонтальный полет. Установившимся горизонтальным полетом называется прямолинейное и равномерное движение самолета на постоянной высоте. При этом горизонтальный полет рассматривается как плоское, поступательное и установившееся движение самолета, характеризуемое уравнениями Х=0, Y=0. Схема сил, действующих на самолет в горизонтальном полете В горизонтальном полете на самолет действуют следующие силы: 1.Сила веса G, направленная вертикально вниз. 2.Подъемная сила самолета Y, направленная перпендикулярно направлению набегающего невозмущенного потока воздуха; в горизонтальном полете подъемная сила направлена вертикально вверх. 3.Сила лобового сопротивления X, направленная в сторону, противоположную движению самолета. 4.Сила тяги силовой установки Р, направленная вдоль оси двигателя. Пренебрегая малым углом наклона силы тяги к траектории полета, который зависит от компоновки самолета и угла атаки, считают, что сила тяги направлена параллельно траектории полета. При установившемся полете отсутствует вращение самолета вокруг его центра тяжести, следовательно, моменты всех сил относительно центра тяжести взаимно уравновешены. В таком случае аэродинамические силы Y, X и сила тяги Р приложены в центре тяжести самолета (рис.104.). Рисунок 104. Схема сил, действующих на самолет в горизонтальном полете Условия выполнения горизонтального полета Для анализа горизонтального полета воспользуемся уравнениями установившегося движения. Для того чтобы движение самолета было прямолинейным, необходимо, чтобы силы, действующие перпендикулярно траектории полета, были взаимно уравновешены. Таким образом, условием прямолинейности движения является- равенство: Y= G. Если это равенство будет нарушено, например сила Y окажется больше силы G, то разность этих сил, направленная перпендикулярно траектории полета, даст центростремительную силу, под действием которой самолет будет двигаться криволинейно вверх. Если сила G окажется больше силы Y, то центростремительная сила вызовет криволинейное движение вниз (рис. 105). Для того чтобы движение самолета было равномерным, необходимо, чтобы силы, действующие вдоль траектории, были взаимно уравновешены. Следовательно, условием равномерности движения является равенство Р =Х. Если это равенство будет нарушено, например если сила Р окажется больше силы X, то под действием неуравновешенной силы (Р - X) движение самолета будет ускоренным. При изменении скорости полета изменится и величина подъемной силы, в результате чего нарушится условие прямолинейности. Следовательно, в горизонтальном полете все силы, действующие на самолет, должны быть взаимно уравновешены, при этом движение самолета совершается по инерции. Рисунок 105. Влияние центростремительной силы на траекторию полета самолета Потребная скорость горизонтального полета Для того чтобы крыло самолета на данном угле атаки способно было развить подъемную силу, равную весу самолета, полет нужно производить на определенной скорости. Потребной скоростью горизонтального полета К,п называется скорость, необходимая для создания подъемной силы, равной весу самолета, на данном угле атаки. Величина потребной скорости может быть определена из условия прямолинейности полета G = Y Подставив в это уравнение значение подъемной силы, получим Vг.п.2 Gcyρ S 2 Из этого выражения определяем величину потребной скорости 2G Vг.п.  cyρS Анализируя эту формулу, можно установить зависимость потребной скорости от таких факторов, как удельная нагрузка, высота полета и угол атаки. Удельная нагрузка. Отношение G/S в аэродинамике самолета называется удельной нагрузкой, которая в большой степени влияет на величину потребной скорости горизонтального полета. Из последней формулы видно, что с увеличением удельной нагрузки потребная скорость увеличивается. При прочих равных условиях с увеличением веса самолета необходима большая подъемная сила, для чего потребуется большая скорость. Так, например, для самолета, загруженного бомбами, требуется большая скорость, чем при полете после бомбометания. С увеличением площади крыла потребная скорость уменьшается, так как в противном случае при полете с той же скоростью подъемная сила оказалась бы больше веса самолета. Высота полета. С увеличением высоты полета массовая плотность  уменьшается. Уменьшение  вызывает уменьшение подъемной силы крыла, для сохранения величины которой необходимо увеличить скорость полета. Угол атаки. С увеличением угла атаки (что достигается взятием ручки управления самолетом на себя) коэффициент подъемной силы увеличивается, в результате чего потребная скорость уменьшается. Из этого следует, что каждому углу атаки соответствует вполне определенная скорость горизонтального полета. Потребная тяга для горизонтального полета Потребной тягой для горизонтального полета Р г.п., называется тяга, необходимая для преодоления лобового сопротивления самолета на данном угле атаки. Эта тяга не обходима для создания потребной скорости на данном угле атаки. По уравнению равномерности движения самолета она должна быть равна лобовому сопротивлению, то есть Р г.п. = Х Разделим уравнение прямолинейности движения на уравнение равномерности движения G Y  Pг.п. X Известно, что отношение Y/X есть аэродинамическое качество самолета К. Подcтавив его в данное отношение, получим формулу потребной тяги для горизонтального полета G Pг.п.  K Анализируя эту формулу, можно выяснить зависимость потребной тяги от таких факторов, как полетный вес и аэродинамическое качество самолета. Полетный вес самолета. С увеличением полетного веса самолета потребная скорость увеличивается, что приводит к увеличению силы лобового сопротивления, а значит, и погребной тяги. Следовательно, с увеличением веса самолета потребная тяга увеличивается. Аэродинамическое качество. С увеличением аэродинамического качества самолета для создания необходимой подъемной силы требуется меньшая тяга. Так как аэродинамическое качество самолета изменяется в зависимости от углов атаки, то с изменением углов атаки будет изменяться и потребная тяга. Наименьшая потребная тяга соответствует полету на угле атаки с наибольшим аэродинамическим качеством, то есть при полете на наивыгоднейшем угле атаки G Pг.п.min  Kmax Необходимо отметить, что при таких скоростях, когда сжимаемость воздуха не проявляется, потребная тяга от высоты полета не зависит, если угол атаки сохранить постоянным. В самом деле, при увеличении высоты полета сила Y и сила X пропорционально уменьшаются вследствие уменьшения плотности воздуха. При той же располагаемой тяге это дает увеличение скорости, а следовательно, и пропорциональное увеличение подъемной силы. В итоге силы Y и X по величине не изменятся, но горизонтальный полет на большей высоте будет производиться на большей скорости. Кривая потребных тяг Каждому углу атаки соответствует определенная потребная скорость и тяга, поэтому можно установить зависимость между потребной тягой и скоростью полета. Эту зависимость наглядно изображают графически и называют кривой потребных тяг. Построение кривой производят следующим образом: 1. Задаются рядом углов атаки. 2. По поляре самолета для каждого угла атаки определяют коэффициенты су и сх. 3. Для каждого угла атаки находят аэродинамическое качество. G Pг . п . 4. По формуле K определяют потребную тягу для различных углов атаки. 2G 5. По формуле Vг.п. определяют потребные скорости в м/сек. cyS Для удобства построения графика расчет производится при помощи таблицы α° cya cx K=Cy/Cx P г.п. = G/K 2G Vг.п.  cyS По данным таблицы строят кривую, которая имеет вид, изображенный на рис.106. При помощи этой кривой можно определить, какая тяга требуется для горизонтального полета на различных скоростях. Характер кривой объясняется тем, что на любых углах атаки, больших или меньших наивыгоднейшего, аэродинамическое качество уменьшается, что приводит к увеличению потребной тяги. Так как в горизонтальном полете сила тяги Р равна силе лобового сопротивления X, то кривая потребных тяг также выражает зависимость силы лобового сопротивления от скорости горизонтального полета. Следует иметь в виду, что характер кривой потребной тяги не зависит от характеристики и типа силовой установки. V Рисунок 106. Кривая потребных тяг Кривая потребных тяг с учетом сжимаемости Кривая потребных тяг (см. рис.106) построена без учета влияния сжимаемости воздуха. Полет же реактивного самолета совершается на больших скоростях, где сильно сказывается влияние сжимаемости на его аэродинамические характеристики, что приводит к необходимости учета влияния сжимаемости на величину потребной тяги. Если на малых скоростях значения сх, су и К определяются на основании одной поляры, то при определении этих коэффициентов на больших скоростях полета необходимо для каждого числа М пользоваться своей полярой. На рис.107 показан общий вид кривых потребных тяг без учета сжимаемости (сплошная линия) и с учетом сжимаемости (пунктирная линия). Как видно из этого рисунка, на скорости полета больше критической потребная тяга резко увеличивается за счет появления волнового сопротивления. На сверхзвуковых скоростях нарастание величины потребных тяг будет более плавным, чем на околозвуковых. Как известно, такое течение кривой вызвано тем, что с увеличением сверхзвуковых скоростей угол наклона скачков уплотнения уменьшается, вследствие чего уменьшается и волновое сопротивление. Рисунок 107. Кривая потребных тяг с учетом сжимаемости Кривые располагаемых тяг Выше были рассмотрены потребные тяги для горизонтального полета самолета на различных режимах полета и построена кривая потребных тяг в зависимости от скорости полета. Однако одной кривой потребных тяг недостаточно для того, чтобы охарактеризовать горизонтальный полет самолета, так как, пользуясь этой кривой, можно определить только величины тяг, необходимых для совершения горизонтального полета. Но, кроме того, нужно знать, способна ли силовая установка развить тягу, потребную для горизонтального полета на данном угле атаки. Для этого нужно сопоставить величины тяг, потребных для горизонтального полета, с величинами тяг, которыми располагает силовая установка. Располагаемой тягой Рр называется тяга, развиваемая двигателем при данном числе оборотов. Располагаемая тяга зависит от числа оборотов, высоты и скорости полета. Рассмотрим вначале зависимость располагаемой тяги ТРД от числа оборотов двигателя. Известно, что располагаемая тяга ТРД определяется по формуле Gсек Pp  (W V)кг g где Рр - располагаемая тяга [кг]; Gceк - секундный расход воздуха через двигатель [кг/сек]; g - ускорение свободного падения [м/сек2]; W - скорость истечения газов из реактивного сопла [м/сек]; V - скорость полета самолета [м/сек]. Как известно из теории реактивных двигателей, при увеличении числа оборотов секундный расход воздуха возрастает примерно пропорционально первой степени, a (W—V) пропорционально квадрату оборотов, поэтому располагаемая тяга увеличивается примерно пропорционально кубу числа оборотов. Далее разберем зависимость располагаемой тяги от скорости полета. С увеличением скорости полета при постоянной высоте и постоянном числе оборотов располагаемая тяга вначале несколько уменьшится, а затем увеличится (рис. 108). Это объясняется следующим. С увеличением скорости полета скоростной напор увеличивается, поэтому секундный расход воздуха через двигатель возрастает по причине увеличения степени сжатия. Но при этом разность скоростей (W-V) уменьшается, так как скорость истечения газов возрастает значительно медленнее скорости полета. Рисунок 108. График зависимости располагаемой тяги ТРД от скорости полета и числа оборотов До скоростей 600-700 км/час на располагаемую тягу двигателя сильнее влияет изменение скоростей, а затем изменение секундного расхода воздуха, что объясняется главным образом его сжимаемостью. Наконец, рассмотрим зависимость располагаемой тяги от высоты полета. С увеличением высоты полета при постоянной скорости и постоянном числе оборотов секундный расход воздуха через двигатель уменьшается изза уменьшения массовой плотности воздуха, а скорость истечения газов W возрастает до Н = 11 км, а затем остается постоянной. Поэтому произведение Gceк (W-V) до Н = 11 км уменьшается менее резко, а свыше Н =11 км более резко (Рис.109.). Рисунок 109. График зависимости располагаемой тяги ТРД от высоты полета Как известно, недостатком поршневой силовой установки является значительное уменьшение силы тяги при увеличении скорости полета. Этот недостаток в значительной степени устранен у турбореактивных двигателей, однако у этих двигателей удельные расходы топлива при малых скоростях полета оказались больше, чем у поршневых. Поэтому возникла необходимость в двигателе, который имел бы все достоинства поршневого при малых скоростях полета и достоинства реактивного при больших скоростях. Таким двигателем является турбовинтовой (ТВД). Тяга ТВД состоит из тяги, создаваемой воздушным винтом Р, и реактивной тяги PR Ртвд = Р + РR Преимущества турбовинтового двигателя перед турбореактивным двигателем на скоростях полета до 1000-1100 км/час видны из сравнительных графиков зависимости тяги и удельного расхода ТВД и ТРД от скорости полета (рис.110). Рисунок 110. Графики зависимости тяги и удельного расхода топлива ТРД и ТВД от скорости полета Метод тяг Н. Е. Жуковского Метод определения летных характеристик самолета сопоставлением кривых располагаемых и потребных тяг называется методом тяг. Впервые определение летных характеристик самолета по методу тяг было предложено Н. Е. Жуковским и поэтому метод тяг называется методом Н. Е. Жуковского. Для сопоставления располагаемых и потребных тяг изобразим совместно обе кривые на одном графике (рис.8). Такой график одновременно показывает тягу, необходимую для горизонтального полета с определенной скоростью, и тягу, какой в действительности располагает ТРД самолета. Рисунок 111. Кривые потребных и располагаемых тяг самолета с ТРД Для выполнения горизонтального полета необходимо, чтобы потребная тяга была равна силе лобового сопротивления. Для осуществления этого условия силовая установка должна развивать тягу, равную потребной на данном угле атаки. Это условие удовлетворяется в точке пересечения кривых. На данном графике это условие соответствует полету на угле атаки 1° на большой скорости. Из графика видно, что для полета с меньшей скоростью требуется меньшая тяга. Двигательная установка располагает при этой скорости тягой, значительно большей, чем требуется. Следовательно, для горизонтального полета с меньшей скоростью летчик должен уменьшить число оборотов двигателя с n до n1. При уменьшении числа оборотов с n об/мин до n1 об/мин кривая располагаемых тяг перемещается вниз до пересечения с кривой потребных тяг на угле атаки 4°. На рисунке кривая Рр при оборотах двигателя n1 изображена пунктирной линией. Таким образом, для уменьшения скорости горизонтального полета в нашем примере летчик должен увеличить угол атаки с = 1° до = 4°, что достигается отклонением ручки на себя, и уменьшить обороты двигателя с n об/мин до n1 об/мин, для чего необходимо рычаг управления двигателем переместить назад. Для увеличения скорости летчик должен отклонить ручку управления самолетом от себя и рычаг управления двигателем вперед. Характерные скорости горизонтального полета Метод тяг Жуковского дает возможность определить характерные скорости горизонтального полета данного самолета. Максимальная скорость. Максимальной скоростью горизонтального полета называется наибольшая скорость, развиваемая самолетом при максимальной тяге двигателя. Ее находят, опуская перпендикуляр из точки пересечения кривых располагаемой и потребной тяг на ось скоростей. На рис.112. видно, что горизонтальный полет со скоростью больше максимальной невозможен, так как для полета на этой скорости требуется тяга значительно большая, чем создает двигатель. Максимальная скорость горизонтального полета является важнейшей летно-тактической характеристикой самолета. В боевой обстановке преимущество в скорости дает следующие тактические выгоды: инициативу в воздушном бою, большую стремительность и внезапность при атаке противника, снижение уязвимости от огня противника, свободный выход из боя и т. п. Поэтому основным направлением в развитии боевых самолетов является всемерное увеличение Vmax. Выведем формулу максимальной скорости. Максимальная скорость определяется как скорость при наибольшей располагаемой тяге max PPmax cx ρVmax2 PP X или 2 Отсюда 2PPmax Vmax  cxρS Из формулы видно, что максимальная скорость самолета зависит от располагаемой тяги двигателя PPmax X от коэффициента лобового сопротивления самолета сх, плотности воздуха  и площади крыла S. Эта формула дает возможность выяснить факторы, влияющие на величину максимальной скорости. Однако пользоваться ею при больших скоростях затруднительно, так как в этом случае коэффициент сх является также переменной величиной, зависящей от числа М. Рисунок 112. Определение траекторных скоростей горизонтального полета На некоторых типах самолетов достижение максимальной скорости может сопровождаться ухудшением устойчивости, управляемости, появлением опасных вибраций частей самолета и недопустимых деформаций. Поэтому для каждого типа самолета в зависимости от высоты полета устанавливается ограничение максимальной скорости. Максимально допустимой скоростью полета называется наибольшая скорость, допускаемая для самолета данного типа, обеспечивающая сохранение прочности, устойчивости и управляемости. Наивыгоднейшая скорость. Наивыгоднейшей скоростью горизонтального полета называется такая скорость, при которой потребная тяга имеет минимальную величину. Полет на скоростях, меньших наивыгоднейшей, сопровождается ухудшением устойчивости и управляемости. Таким образом, эта скорость в летной практике является наименьшей для горизонтального полета. Графически наивыгоднейшая скорость определяется следующим образом: проводят касательную к кривой потребных тяг параллельно оси скоростей и .из точки касания опускают перпендикуляр на эту ось. Полет на наивыгоднейшей скорости совершается на наивыгоднейшем угле атаки при наибольшем аэродинамическом качестве самолета. G Pг.п.min  Kmax Практическое значение этой скорости заключается в том, что на скорости, близкой к наивыгоднейшей, совершается полет с максимальной продолжительностью. Минимальная скорость. Минимальной скоростью в горизонтальном полете называется наименьшая скорость, при которой подъемная сила самолета еще равна его весу. Графически эту скорость можно определить проведением касательной к кривой потребных тяг, перпендикулярно оси скоростей. Величину минимальной скорости можно определить по формуле 2G Vmin  cymax ρS Полет на минимальной скорости совершается на критическом угле атаки. Практическое значение этой скорости весьма велико, так как от нее зависит величина посадочной скорости. Из условий устойчивости и безопасности полета посадка совершается на углах атаки на 1 - 2° меньше критического. Для современных реактивных самолетов величина минимальной скорости примерно равна 180- 250 км/час. Обычно горизонтальный полет на этой скорости не производится вследствие плохой устойчивости и управляемости самолета. У большинства самолетов достижение критического угла атаки сопровождается сваливанием самолета на крыло или на нос, что происходит по причине образования срыва потока на крыле. Поэтому в летной практике эта скорость иногда называется скоростью срыва. В связи с этим минимальная скорость полета ограничивается до V пред.min которая соответствует допускаемому коэффициенту cyдоп = 0,85 cymax. При превышении этой величины замечается значительная тряска самолета, которая предшествует сваливанию на крыло. Диапазон скоростей Диапазоном скоростей ∆V называется разность между максимальной и минимальной скоростями. В связи с ограничением максимальной скорости до Vпред.max и минимальной скорости до Vпред.min диапазон летных скоростей будет представлять разность Vпред.max - Vпред.min . Диапазон скоростей характеризует степень совершенства самолета. Чем он больше, тем в больших пределах может летчик изменять скорость полета самолета. Таким образом, диапазон скоростей характеризует в известной степени маневренность самолета. Увеличение максимальной скорости может быть достигнуто увеличением тяги двигателя и улучшением аэродинамики самолета. Уменьшение же минимальной скорости может быть осуществлено путем применения механизации крыла. Избыток тяги При полете на максимальной скорости располагаемая тяга двигателя, развиваемая при наибольших оборотах, равна потребной тяге для гopизoнтaльнoгo полета. На всех остальных скоростях располагаемая тяга больше потребной тяги. Поэтому для выполнения горизонтального полета на другой скорости летчик должен уменьшить тягу, уменьшая для этого число оборотов двигателя. Как видно из рис.113, при полете на некоторой скорости V1 располагаемая тяга больше потребной тяги на величину Р. Разность между располагаемой и потребной тягами при одной и той же скорости полета называется избытком тяги. Величина избытка тяги зависит от скорости полета. С увеличением скорости от наивыгоднейшей избыток тяги уменьшается и на максимальной скорости полета становится равным нулю. На рис. заштрихованной площадкой показан диапазон наибольших избытков тяг. Избыток тяги может быть использован для тех видов полета, на которых требуется большая тяга, чем в горизонтальном полете (разгон самолета, подъем, вираж, фигурные полеты). Рисунок 113. К объяснению избытка тяги Два режима горизонтального полета Для изменения скорости горизонтального полета, а следовательно, режима его летчик при помощи ручки изменяет угол атаки, а рычагом управления двигателем — располагаемую тягу двигателя. На рис.114 видно, что при одной и той же располагаемой тяге двигателя полет может происходить на двух режимах: на малой скорости с большим углом атаки и на большой скорости с меньшим углом атаки . При уменьшении оборотов двигателя до n2 кривая Рр коснется кривой Рг.п.. Это касание произойдет на наивыгоднейшем угле атаки; в этом случае горизонтальный полет может происходить только на наивыгоднейшей скорости, которая является границей двух режимов горизонтального полета. Полет на скоростях от наивыгоднейшей до максимальной называется первым режимом горизонтального полета. Вторым режимом горизонтального полета называется полет самолета на скоростях от наивыгоднейшей скорости до минимальной. На первом режиме горизонтального полета тяга двигателя используется рационально, то есть при уменьшении скорости полета тягу двигателя необходимо уменьшать. Полет на первом режиме совершается на больших скоростях и, следовательно, на малых углах атаки; он отличается хорошей устойчивостью и управляемостью самолета. На втором режиме тяга двигателя используется нерационально, так как для уменьшения скорости полета тягу двигателя необходимо увеличивать. Вследствие малых скоростей полета самолет на втором режиме плохо управляем и менее устойчив, чем на первом режиме. Из-за плохой устойчивости и управляемости полет на втором режиме производится редко. Рисунок 114. К объяснению режимов горизонтального полета Так как наивыгоднейшая скорость является границей первого и второго режимов, то эту скорость следует считать для самолетов с ТРД наименьшей скоростью, которую летчик может использовать в полете. Следовательно, практическим диапазоном скоростей, на котором осуществляется горизонтальный полет, является первый режим; этот режим называется диапазоном разрешаемых летчику скоростей горизонтального полета. Факторы, влияющие на характеристики горизонтального полета Горизонтальный полет может происходить на различных высотах, при изменении полетного веса и аэродинамических характеристик самолета. Выясним влияние различных факторов на характеристики горизонтального полета. Влияние высоты полета. Рассмотрим изменение потребной тяги и скорости для горизонтального полета с изменением высоты. Ранее была выведена формула (3) для определения потребной скорости. Этой формулой можно пользоваться для определения Vг.п. на любой высоте Н, подставив вместо значения массовой плотности  значение массовой плотности на высоте н . В этом случае формула примет следующий вид: 2G Vг.п.Н  cyρН S Зная величину потребной скорости для полета у земли Vr.п.Н, можно определить величину потребной скорости на любой высоте, считая, что полетный вес и угол атаки не изменяются. Действительно Упростив это выражение, получим Vг.п.0 ρН  Vг.п.Н ρ0 Окончательная формула для определения потребной скорости на высоте Н имеет следующий вид: Vг.п.H  Vг.п.0 (7) Из этой формулы видно, что потребная скорость горизонтального полета на высоте Н больше скорости полета у земли на том же угле атаки, потому что 0 > H Потребная тяга, как было рассмотрено ранее, от высоты полета не зависит (без учета влияния сжимаемости воздуха). Если взять на кривой какой-либо угол атаки, то для полета на большей высоте потребуется большая скорость при той же потребной тяге. Следовательно, любая точка, лежащая на кривой потребных тяг, сдвигается вправо на величину VH1 - VH0 . Поэтому и вся кривая Рг.п. сдвигается вправо на эту же величину (рис.115). Рисунок 115. Кривые потребных тяг для трех высот без учета сжимаемости воздуха Ранее было выяснено, что благодаря появлению волнового сопротивления на скоростях больше критической, потребная тяга увеличивается, за счет чего кривая потребных тяг имеет перегиб. Для того чтобы выяснить, каково будет влияние сжимаемости на характер кривых потребных тяг, построенных для различных высот, объясним влияние высоты полета на величину Vкр МкраН С увеличением высоты полета скорость звука уменьшается. Выясним, как изменяется Мкр самолета от высоты. Из рис. 12 видно, что полет с постоянной скоростью VHo на высоте Н0 может происходить на 1 = 4°, на высоте Н1 > Н0 на 2 =5° и на высоте Н2 > Н1 на 3 = 6°, то есть при полете на большей высоте требуется больший угол атаки, чем при полете с той же скоростью на меньшей высоте. Но увеличение угла атаки сопровождается уменьшением Мкр, следовательно, увеличение высоты полета приводит к уменьшению Мкр Таким образом, при увеличении высоты полета критическая скорость уменьшается как из-за уменьшения скорости звука, так и критического числа М. Уменьшение критической скорости при полете на большей высоте приводит к более раннему и резкому росту лобового сопротивления по сравнению с полетом у земли, а следовательно, и к росту потребных тяг для горизонтального полета. На рис.116 изображены кривые потребных тяг для горизонтального полета на различных высотах с учетом сжимаемости, где Vкрo, Vкр6 и Vкр11 - критические скорости на различных высотах, то есть скорости, при которых начинается перегиб кривых. Рисунок 116. Кривые потребных тяг с учетом и без учета сжимаемости для трех высот За счет перегиба кривые потребных тяг на больших скоростях могут даже пересекаться. Это будет свидетельствовать о том, что, несмотря на падение плотности, потребная тяга для полета на какой-либо скорости на высоте окажется больше, чем у земли. Рассмотрев совместно кривые потребных и располагаемых тяг для различных высот, можно выяснить влияние высоты на характеристики горизонтального полета. Как видно из рис.117, у рассматриваемого самолета с увеличением высоты полета максимальная скорость вначале возрастает, а затем уменьшается. Изменение максимальной скорости с высотой у других самолетов может быть иным. Для выяснения возможного характера течения графика Vmax= f(H) проанализируем формулу максимальной скорости горизонтального полета, рассмотренную ранее. На основании этой формулы можно заклю- чить, что с увеличением высоты максимальная скорость полета изменяется из-за уменьшения располагаемой тяги двигателя, уменьшения плотности воздуха и увеличения сх самолета, вызванного увеличением угла атаки. Рисунок 117. Кривые потребных и располагаемых тяг для трех высот Таким образом, изменение Vma x с высотой зависит от того, как изменя- ется величина РРmax cx Как известно из теории реактивных двигателей, до высоты 11 км располагаемая тяга ТРД падает медленнее, чем плотность воздуха, а при H > 11 км тяга падает пропорционально плотности. Следовательно, до 11 км отно- Р шение увеличивается, а с дальнейшим увеличением высоты будет примерно постоянным. Рост сх с увеличением высоты вызывается двумя обстоятельствами: 1. При увеличении высоты полета угол атаки увеличивается, следовательно, сх возрастает. 2. При увеличении высоты полета критическая скорость уменьшается, а следовательно, волновое сопротивление возрастает. На малых высотах при отсутствии волнового кризиса величина изменяется незначительно. Это объясняется тем, что по- лет с максимальной скоростью на малых высотах происходит на малых углах атаки, где сх практически не изменяется. В этом случае за счет роста отношения максимальная скорость будет расти. Без учета сжимаемости воздуха такой рост продолжался бы до H = 11км. При полете на высотах, больших 11 км, величина остается практически постоянной, а величина увеличивается из-за увеличения углов атаки. Поэтому максимальная скорость самолета с высоты 11 км уменьшается. Если же учесть влияние сжимаемости воздуха, то оказывается, что рост максимальной скорости происходит не до высоты 11 км, а до высот значи- 1 тельно меньших (рис.). В этом случае отношение существенно уменьша- cx ется с подъемом на высоту за счет роста сх, вызванного более интенсивным 1 развитием волнового кризиса. При этом уменьшение оказывает большее cx влияние на Vmax, чем увеличение . Если же при полете самолета у земли начинает интенсивно развиваться волновой кризис (это характерно для самолета, у которого величина Vкp мала),то Vmax такого самолета начинает уменьшаться с H = 0. Рассмотрим изменение минимальной скорости в зависимости от высоты полета. На основании вышеизложенного можно написать значение минимальной скорости для любой высоты VminH Vmin0 0 H Из этой формулы видно, что с увеличением высоты минимальная скорость возрастает. Этот же вывод можно сделать из рис.117, где Vmin2 Vmin1 Vmin0 Рассмотрим изменение диапазона скоростей с изменением высоты горизонтального полета. Так как максимальная скорость вначале увеличивается, а затем, начиная с некоторой высоты, уменьшается, а минимальная все время увеличивается, то диапазон скоростей с увеличением высоты вначале несколько увеличивается, а затем уменьшается. Это изменение диапазона скоростей показано на рис.118. Как видно из этого рисунка, на некоторой высоте горизонтальный полет возможен только на одной скорости, то есть на этой высоте диапазон скоростей равен нулю. Эта предельная высота полета называется теоретическим потолком самолета. Рассмотрим влияние высоты полета на максимальный избыток тяги. На рис.119 видно, что с увеличением высоты полета величина максимального избытка тяги уменьшается и на теоретическом потолке становится равной нулю. Рисунок 118. Влияние высоты на V max ГП Рисунок 119. График зависимости диапазона скоростей от высоты полета Влияние изменения веса самолета До сих пор скоростные характеристики самолета определялись без учета изменения его веса. Однако в зависимости от выполняемых задач варианты загрузки самолета могут быть различными. Кроме того, вес самолета в полете значительно изменяется за счет выгорания топлива (это особенно характерно для реактивных самолетов, у которых изменение веса за счет выгорания топлива доходит до 30-50%), расхода боекомплекта и т. п. Рассмотрим, как влияет вес самолета на характер потребных тяг. При анализе формулы потребной скорости было установлено, что с уменьшением веса самолета потребная скорость уменьшается. Если известна скорость при начальном весе G1 то скорость при уменьшении веса до G2 можно определить следующим образом: отсюда Из этой формулы видно, что при уменьшении веса самолета потребная скорость уменьшается. г.п. G ) было установлено, что с При анализе формулы потребной тяги (P  K уменьшением веса самолета потребная тяга уменьшается пропорционально весу. Если известна потребная тяга при весе G1 тяга Pг.п.2 при уменьшении веса до G2 может быть определена следующим образом: G1 РРг.п.г.п.12 GK2 K Откуда G2 Pг.п.2 Pг.п. (9) G1 Очевидно, что каждая точка кривой потребных тяг с уменьшением веса и влево из-за уменьшения потребной скорости смещается вниз из-за уменьшения потребной тяги G2 Vг.п.2 Vг.п. G1 На графике (рис.120) изображены кривые потребных тяг для одного и того же самолета в начале полета (при весе G1) и в конце полета (при весе G2). Из анализа этих кривых следует, что при уменьшении полетного веса самолета максимальная скорость его увеличивается (как показывают расчеты, это увеличение незначительно), минимальная скорость самолета значительно уменьшается, диапазон скоростей и избыток тяги возрастают (рис.121). Рисунок 120. Кривые потребных тяг для самолета с различным полетным весом Рисунок 121. Кривые потребных и располагаемых тяг с учетом изменения полетного веса Влияние качества технической эксплуатации В результате неправильной технической эксплуатации самолета и некачественного ремонта летные характеристики самолета могут в значительной степени ухудшаться. Опыт Великой Отечественной войны показал, что уменьшение максимальной скорости истребителей по этим причинам может доходить до 80 км/час. Такое уменьшение скорости может привести к тому, что самолет, превосходящий по своим летно- тактическим данным самолеты противника, потеряет свои преимущества. Ухудшение летных характеристик самолета может произойти вследствие нарушения его герметизации, плохой подгонки крышек люков, изменения внешних форм частей самолета и т. д. Рассмотрим влияние увеличения лобового сопротивления самолета на его скоростные характеристики. Для этого вначале разберем влияние лобового сопротивления на кривую потребных тяг. Из формулы G G Pг.п.   X K Y видно, что увеличение лобового сопротивления приводит к значительному увеличению потребной тяги. Величина потребной скорости не зависит от изменения лобового сопротивления, так как она определяется только несущими способностями крыла (су). Если взять на кривых потребных тяг (рис.122) какой-либо угол атаки (например,  = 4°), то для полета с большим сопротивлением потребуется большая тяга при той же потребной скорости. Итак, при увеличении сопротивления самолета любая точка, лежащая на кривой Рг.п. смещается вверх. На рис.123 даны кривые потребных и располагаемых тяг для одного и того же самолета, у которого в результате некачественной технической эксплуатации увеличивается лобовое сопротивление. Из анализа этих кривых следует, что при увеличении лобового сопротивления самолета: 1. Максимальная скорость уменьшается. Поэтому для увеличения максимальной скорости проводится ряд мероприятий с целью уменьшения сопротивления самолета. У самолетов, предназначенных для полетов на докритических скоростях, лобовое сопротивление определяется в основном величиной профильного сопротивления. Вследствие этого поверхность таких самолетов доводится до очень гладкого состояния. При полете со сверхзвуковыми скоростями доля профильного сопротивления в общем балансе сопротивлений самолета уменьшается за счет волнового сопротивления. Поэтому внешней отделке поверхности сверхзвуковых самолетов придается меньшее значение. Основное внимание при создании таких самолетов направлено на уменьшение волнового сопротивления путем выбора рациональных внешних форм самолета. 2. Минимальная и наивыгоднейшая скорости не изменяются. 3. Диапазон скоростей уменьшается. 4. Избыток тяги уменьшается. Рисунок 122 Кривые потребных тяг для самолета с различным лобовым сопротивлением Рисунок 123 Кривые располагаемых и потребных тяг для самолета с различными лобовыми сопротивлениями 2.8. Подъем самолета Подъем является одним из видов установившегося движения самолета, при котором самолет набирает высоту по траектории, составляющей с линией горизонта некоторый угол. Рисунок 124. Схема сил, действующих на самолет при подъеме Подъемом самолета называется равномерное и прямолинейное движение самолета вверх по траектории, наклонной к горизонту. Угол, заключенный между траекторией подъема и линией горизонта, называется углом подъема θпод. При подъеме на самолет действуют те же силы, что при горизонтальном полете: сила веса G, подъемная сила Y, сила лобового сопротивления X и сила тяги Р. Так как подъем является плоским поступательным установившимся движением, то все силы, действующие на самолет, приложены в его центре тяжести. При подъеме силы, действующие на самолет, направлены следующим образом: сила веса G вертикально вниз, подъемная сила Y перпендикулярно траектории подъема, сила лобового сопротивления X параллельно набегающему потоку воздуха. Силу тяги будем считать направленной параллельно траектории подъема. Условия выполнения подъема Так как при подъеме самолет движется прямолинейно и равномерно, то все действующие на него силы должны быть взаимно уравновешены, то есть самолет в этом случае движется по инерции. Для того чтобы удобнее было установить связь между силами при подъеме, разложим силу веса G на две составляющие: на силу G1, направленную перпендикулярно траектории и равную Gcos0noil, и силу G2, направленную параллельно набегающему потоку воздуха и равную G sin 0ПОД. Для того чтобы движение самолета было прямолинейным, необходимо, чтобы силы', действующие перпендикулярно траектории, были бы взаимно уравновешены. При нарушении этого условия движение не будет прямолинейным, так как появившаяся неуравновешенная сила вызовет искривление траектории. Следовательно, условием прямолинейности движения при подъеме является равенство сил Y и G1 Y  G1  Gcosпод Для того чтобы движение самолета было равномерным, необходимо обеспечить равенство сил, действующих вдоль траектории. При нарушении этого равенства движение не будет равномерным, так как появившаяся неуравновешенная сила будет ускорять или замедлять движение самолета. Следовательно, условием равномерности движения является равенство сил Р и X+G2: P  X G2  X Gsinпод Нарушение одного из условий подъема ведет к нарушению другого условия. Действительно, нарушение условия равномерности движения, что может произойти, например, при увеличении тяги, приведет к возрастанию скорости полета, а следовательно, и к увеличению подъемной силы; тем самым будет нарушено условие прямолинейности движения. Из анализа уравнений сил при подъеме можно сделать следующие выводы: 1. Подъемная сила при подъеме меньше, чем в горизонтальном полете на том же угле атаки, так как она уравновешивает только часть силы веса G1. 2. Сила тяги при подъеме больше, чем при горизонтальном полете на том же угле атаки, так как она уравновешивает не только лобовое сопротивление, ню и составляющую силу веса самолета G2. 3. С увеличением угла подъема θпод составляющая веса G1 направленная перпендикулярно траектории подъема, уменьшается, следовательно, должна быть меньше и уравновешивающая ее подъемная сила Y. При этом составляющая веса G2 увеличивается, что требует увеличения тяги силовой установки. Таким образом, если бы силовая установка самолета обладала тягой, равной сумме веса самолета и его лобового сопротивления, то самолет мог бы совершать установившийся подъем под углом 90° к горизонту, то есть вертикально вверх, не нуждаясь в подъемной силе. У современных самолетов с ТРД тяга, развиваемая двигателем, меньше веса самолета или, как говорят, тяговооруженность P/G меньше единицы; поэтому они не могут совершать установившийся вертикальный подъем. Однако некоторые самолеты имеют тяговооруженность больше единицы и могут совершать установившийся вертикальный подъем. Потребная скорость для подъема самолета Потребной скоростью для подъема самолета Vnoд называется скорость, необходимая для создания подъемной силы, уравновешивающей составляющую веса, перпендикулярную траектории подъема на данном угле атаки. Величину потребной скорости при подъеме можно определить из условия прямолинейности движения Величину потребной скорости при подъеме можно определить из условия прямолинейности движения Y=GcosΘпод Подставив в это уравнение значение подъемной силы, получим сy ρVпод2 /2S Gcosθпод Из этого выражения определяем величину потребной скорости для подъема Vпод Так как выражение численно равно потребной скорости для горизонтального полета Vг.п, то формулу можно представить в виде Vпод  Vг.п  cosθпод Из этой формулы можно сделать следующий вывод: для совершения, подъема самолета требуется меньшая скорость, чем при горизонтальном полете на том же угле атаки. Если углы подъема самолетов не превышают 20-25°, то потребная скорость для подъема незначительно отличается от потребной скорости для горизонтального полета на том же угле атаки. При углах подъема до 20-25° можно принимать, что скорость, потребная для подъема, равна скорости, потребной для горизонтального полета. Потребная тяга при подъеме Тяга, необходимая для преодоления силы сопротивления и части силы веса, направленной параллельно траектории подъема на данном угле атаки, называется потребной тягой (Рпод). Величину потребной тяги для подъема можно определить из условия равномерности движения Рпод = X + G∙sinΘпод Естественно, что для совершения подъема самолета располагаемая тяга двигателя должна равняться тяге, потребной для подъема, то есть Рпод = Рр Если подъем совершается с небольшими углами подъема, то Vпод ≈ Vг.п.. Тогда при полете самолета на одном и том же угле атаки лобовое сопротивление при подъеме будет численно равно потребной тяге при горизонтальном полете и уравнение примет вид Рпод = Рг.п + G∙sinΘпод Из этой формулы следует, что для совершения подъема требуется большая тяга, чем для горизонтального полета на том же угле атаки, так как она необходима для уравновешивания не только силы лобового сопротивления X, но и составляющей силы веса по траектории G∙sinθпод. На всех скоростях горизонтального полета (кроме максимальной) имеется избыток тяги ΔР, который не используется. Так как при подъеме на том же угле атаки требуется тяга большая, чем в горизонтальном полете, то избыток тяги можно использовать для уравновешивания силы G∙sinθпод. Поэтому тяга при подъеме с небольшими углами подъема равна Рпод = Рг.п + ΔР При полете на максимальной скорости горизонтального полета избыток тяги равен нулю; следовательно, на этой скорости совершать подъем невозможно. Угол подъема Величину угла подъема можно определить из уравнения Pпод Х Pp X sinθпод   G G При малых углах подъема (до 25°), когда X=Рг.п , уравнение получает следующий вид: ) sin θпод  Pp Pг.п  ΔP G G Из формулы можно сделать следующий вывод: угол подъема будет наибольшим при такой скорости подъема, которой соответствует максимальный избыток тяги: sinθпод max  ΔPmax G Как известно, скорость, соответствующая максимальному избытку тяги, близка к наивыгоднейшей. Вертикальная скорость подъема Одной из основных летных характеристик самолета является вертикальная скорость подъема, так как она характеризует вертикальный маневр, являющийся весьма важным элементом в воздушном бою (рис.125). Рисунок 125. Треугольник скоростей при подъеме Движение самолета при подъеме можно рассматривать как сложное движение, состоящее из движения относительно горизонта и движения относительно вертикали. Если скорость движения по траектории разложить по этим направлениям, то получим треугольник скоростей при подъеме. Вертикальной скоростью подъема Vy называется высота, набираемая самолетом при подъеме за одну секунду. На основании рис. 125 можно установить связь между вертикальной скоростью и скоростью подъема Vy =Vпод∙sinΘпод При малых углах подъема Vпод ≈ Vг.п.. sinпод P G Подбавив эти выражения в формулу, получим Vy  PVг.п G График зависимости максимальных вертикальных скоростей от высоты Из формулы следует, что при постоянном весе самолета вертикальная скорость зависит от произведения ΔP∙Vг.п. Рассмотрим, какие факторы влияют на это произведение, а следовательно, и на вертикальную скорость. При увеличении потребной скорости горизонтального полета избыток тяги, вначале увеличивается, достигая максимальной величины при скорости, близкой к наивыгоднейшей, а затем уменьшается до нуля при максимальной скорости. Следовательно, произведение ΔP∙Vг.п при увеличении скорости полета изменяется. Площадь прямоугольника абвг (рис. 126) численно равна произведению ΔP∙Vг.п при Vmin. При увеличении скорости до V1 произведение ΔP1∙Vг.п увеличится (площадь а1б1в1г1 > площади абвг). При дальнейшем увеличении скорости до V2 произведение ΔP2∙Vг.п уменьшается (площадь а2б2в2г2 меньше площади а1б1в1г1). Таким образом, при некоторой скорости V1 произведение ΔP∙Vг.п , а следовательно, и вертикальная скорость Vy достигают максимальной величины. Эта скорость называется скоростью наиболее быстрого набора высоты. При увеличении высоты полета потребная скорость горизонтального полета увеличивается при полете на том же угле атаки, а избыток тяги уменьшается. При этом оказывается, что произведение ΔP∙Vг.п, а следовательно, и вертикальная скорость подъема уменьшаются. Рисунок 126. К иллюстрации скорости наиболее быстрого набора высоты Более быстрое уменьшение вертикальной скорости с высоты 11 км объясняется тем, что располагаемая тяга двигателя с этой высоты уменьшается резче из-за постоянства температуры воздуха на высотах, больших 11 км (рис.127). Влияние температуры на располагаемую тягу двигателя вызывает изменение избытка тяги, а следовательно, и вертикальной скорости. Например, уменьшение температуры при неизменном давлении воздуха на 10° С увеличивает вертикальную скорость на средних высотах примерно на 10-15%. Рисунок 127. График зависимости максимальных вертикальных скоростей от высоты Вертикальная скорость зависит также от аэродинамического качества самолета. Так, при увеличении лобового сопротивления самолета за счет нарушения его герметизации и других причин избыток тяги уменьшается, а следовательно, уменьшается и вертикальная скорость. Увеличение веса самолета также-приводит к уменьшению избытка тяги, а следовательно, и вертикальной скорости. Например, увеличение веса на 1 % снижается Vymax в среднем на 2-3%. Летчик определяет величину вертикальной скорости по указателю вертикальной скорости. Потолок самолета Как было выяснено ранее, с увеличением высоты полета избыток тяги уменьшается, что приводит к уменьшению вертикальной скорости подъема. На некоторой высоте полета избыток тяги становится равным нулю, а поэтому и вертикальная скорость также будет равной нулю. Самолет, начиная с этой высоты, не способен совершать установившийся подъем. Наибольшая высота, на которой вертикальная скорость подъема равна нулю, называется теоретическим потолком самолета. На теоретическом потолке возможен горизонтальный полет только на наивыгоднейшей скорости. В действительности самолет при установившемся подъеме не может достигнуть своего теоретического потолка, так как вблизи него избыток тяги настолько незначителен, что вертикальная скорость получается слишком малой, и чтобы преодолеть высоту, оставшуюся до теоретического потолка, пришлось бы затратить очень много времени, а следовательно, и топлива, причем чем ближе к потолку, тем больше времени и топлива понадобилось бы для подъема на одинаковый отрезок высоты. Высота, на которой максимальная вертикальная скорость установившегося подъема равна 0,5м/сек, называется практическим потолком. По графику Vymax в =f(H) (рис. 128) можно определить теоретический потолок Нт и практический потолок Нп при установившемся подъеме. Рисунок 128. Кривые потребных и располагаемых тяг на теоретическом потолке Современные самолеты при полете с большими скоростями обладают настолько большим запасом кинетической энергии, что могут использовать его для набора высоты. Причем оказывается, что за счет использования запаса кинетической энергии самолет может подняться на высоту, большую его практического и теоретического потолков даже при отсутствии избытка тяги. Наибольшая высота, которая может быть достигнута самолетом с использованием запаса его кинетической энергии, называется динамическим потолком самолета. Следует иметь в виду, что подъем самолета до динамического потолка не является установившимся, так как скорость самолета по траектории в этом случае уменьшается. Скороподъемность самолета Одной из важнейших боевых характеристик самолета является время, в течение которого самолет может набрать определенную высоту. Очевидно, время это будет зависеть от величины вертикальной скорости подъема и будет минимальным при подъеме на Vymax . Скороподъемностью самолета называется время набора им определенной высоты полета (обычно 5000 м, 10 000 м и потолка). Связь между высотой полета и временем ее набора удобно выразить в виде графика, который называется барограммой подъема. С помощью барограммы подъема можно определить время набора любой высоты. Примерный вид барограммы подъема для истребителя изображен на рис. ---. Из этого рисунка видно, что чем ближе к потолку, тем больше времени требуется для подъема на равные высоты. Расчеты показывают, что кривая H=f(t) асимптотически приближается к высоте теоретического потолка, то есть время установившегося подъема на теоретический потолок стремится к бесконечности. Рисунок 129. Барограмма подъема самолета Влияние ветра на подъем самолета Ранее был рассмотрен подъем самолета при безветрии. Рассмотрим влияние ветра на подъем самолета. Движение самолета при наличии ветра есть сложное движение, состоящее из относительного движения самолета с воздушной скоростью V ипереносного движения самолета вместе с массой воздуха со скоростью ветра W. Рисунок 130. Влияние ветра на подъем Из теоретической механики известно, что абсолютная скорость самолета, то есть скорость его относительно земли, или так называемая путевая скорость Vпут, равна геометрической сумме относительной и переносной скоростей. Если самолет летит против ветра, то Vпут=V-W, если ветер попутный, то Vпут=V+W, при безветрии Vпут=V. Из рис. 130 следует, что при подъеме самолета с воздушной скоростью V и углом θпод величина и направление скорости ветра W не меняют величины вертикальной скорости подъема, а меняют величину и направление путевой скорости Vпут, а следовательно, угол подъема. Из этого рисунка видно, что при подъеме со встречным ветром угол подъема больше, чем при безветрии, то есть подъем самолета будет более крутым. При подъеме с попутным ветром угол подъема уменьшается, то есть подъем происходит более полого. 2.9. Планирование самолета Планированием называется прямолинейное и равномерное движение самолета вниз по траектории, наклонной к горизонту. Угол, образованный траекторией планирования и линией горизонта, называется углом планирования Θпл . Планирование отличается от подъема иным соотношением сил, действующих на самолет. При планировании сила тяги равна нулю, так как планирование совершается с выключенным двигателем или двигателем, работающим на малых оборотах, при которых тяга практически близка к нулю. Планирование производится для расчета места посадки или для быстрого снижения самолета, причем в этом случае оно выполняется с работающим двигателем. Схема сил, действующих на самолет при планировании При планировании на самолет действуют следующие силы (рис. 131): 1. Сила веса G, направленная вертикально вниз. 2. Подъемная сила Y, направленная перпендикулярно направлению набегающего потока воздуха. 3. Сила лобового сопротивления самолета X, направленная параллельно направлению набегающего потока воздуха. Так как мы рассматриваем планирование как плоское поступательное, установившееся движение самолета, то все силы, действующие на самолет, будут приложены в его центре тяжести. Рисунок 131. Схема сил, действующих на самолет при планировании Условия выполнения планирования Так как при планировании самолет движется прямолинейно и равномерно, то все силы должны быть взаимно уравновешены, и самолет в этом случае будет двигаться по инерции. Так же как и при подъеме, для удобства выяснения связи между силами, действующими при планировании, разложим силу веса G на две составляющие: на силу G1 =G∙соsΘпл, направленную перпендикулярно направлению набегающего потока воздуха, и силу Θ2=G∙sinΘпл, направленную параллельно набегающему потоку. Для того чтобы движение самолета было прямолинейным, необходимо равновесие сил, действующих перпендикулярно траектории. Следовательно, условием прямолинейности движения является равенство сил Y и G Y=G1= G cosQпл Для того чтобы движение самолета было равномерным, необходимо, чтобы силы, действующие параллельно траектории, были взаимно уравновешены. Следовательно, условием равномерности движения является равенство сил G2 и X G2= G sinQпл Эти два уравнения тесно связаны между собой, и при нарушении одного из них нарушается и другое. Если найти равнодействующую сил Y и X, т. е. полную аэродинамическую силу R, то уравнение сил при планировании можно написать в следующем виде: R=G. При планировании полная аэродинамическая сила всегда направлена вертикально вверх и равна полетному весу самолета. Из уравнения сил при планировании можно сделать следующие выводы: 1. Подъемная сила при планировании меньше, чем в горизонтальном полете на том же угле атаки, так как она уравновешивает только часть силы веса G1. 2. При планировании роль силы тяги выполняет составляющая силы веса G2. 3. С увеличением угла планирования составляющая веса G1 уменьшается, следовательно, должна быть меньше и подъемная сила. Составляющая веса G2 увеличивается, поэтому будет увеличиваться скорость, а следовательно, и сила лобового сопротивления X. Потребная скорость для планирования Скорость полета, необходимая для планирования самолета на данном угле атаки, называется потребной скоростью планирования. Величину потребной скорости планирования определим , используя предыдущие формулы: 2G Vпл  cR S Из этой формулы следует, что потребная скорость при планировании зависит от тех же факторов, от которых зависит и потребная скорость горизонтального полета, то есть от удельной нагрузки G/S, высоты полета и угла атаки. С увеличением угла атаки коэффициент полной аэродинамической силы СR увеличивается, а следовательно, скорость планирования уменьшается. Уменьшение скорости планирования достигается на некоторых самолетах путем применения специальных воздушных тормозов, при выпуске которых увеличивается СR. Угол планирования Из рассмотрения схемы сил при планировании видно, что угол между силами Y и R, называемый углом качества, и угол планирования равны между собой, как углы с взаимно перпендикулярными сторонами. Поэтому при данном угле атаки угол планирования численно равенуглу качества, то есть Θпл = Θ. На основании этого вывода можно по поляре самолета, построенной в одинаковых масштабах, легко найти угол планирования. Напомним, что угол, образованный секущей, проведенной из начала координат, и осью коэффициентов сy, численно равен углу качества. На рис.132 видно, что наиболее пологое планирование может быть при полете на наивыгоднейшем угле атаки, то есть при наибольшем аэродинамическом качестве. Рисунок 132. Определение угла планирования по поляре крыла Если известно аэродинамическое качество, то угол планирования мож- 1 но определить по формуле: tgпл  K Из этой формулы следует, что угол планирования зависит только от аэродинамического качества. Однако эти выводы справедливы при планировании с числами М < Мкр. При планировании с числами М > Мкр аэродинамическое качество уменьшается вследствие влияния сжимаемости воздуха, поэтому в данном случае угол планирования будет зависеть и от высоты полета. При увеличении удлинения крыла и улучшении аэродинамических форм самолета аэродинамическое качество увеличивается, а наименьший угол планирования уменьшается. Если при планировании на некотором угле атаки отклонить щитки, то при этом увеличится не только коэффициент су но и коэффициент сх, причем прирост коэффициента сх будет большим, чем прирост коэффициента су. Поэтому и аэродинамическое качество уменьшится, а угол планирования увеличится. Таким образом, при выпуске щитков или воздушных тормозов планирование совершается по более крутой траектории и с меньшей скоростью (рис. 133). При выпуске шасси аэродинамическое качество также уменьшается и, следовательно, угол планирования еще более увеличивается. Угол планирования не зависит от полетного веса самолета. Изменение полетного веса самолета сказывается только на величине скорости планирования. Так, два самолета, планирующих на одинаковых углах атаки с одинаковым аэродинамическим качеством и различными полетными весами, будут иметь одинаковый угол планирования, но самолет с большим полетным весом будет иметь большую скорость по траектории. Рисунок 133. Влияние щитков на угол планирования Два режима планирования Как и горизонтальный полет, планирование может происходить на двух режимах. Эти режимы легко определить при помощи поляры самолета (рис. 134). Если провести секущую из начала координат, то при одном и том же угле планирования Θпл можно планировать на двух углах атаки α1 и α2 с разными скоростями. Планирование с минимальным углом 0плmin соответствует только одному углу атаки. Планирование самолета на углах атаки меньше наивыгоднейшего называется первым режимом планирования. Планирование самолета на углах атаки больше наивыгоднейшего называется вторым режимом планирования. Как видно из рис.134, с уменьшением угла атаки от наивыгоднейшего угол и скорость планирования увеличиваются. Второй режим планирования характеризуется малыми скоростями, а следовательно, плохой устойчивостью и управляемостью. Так как при этом самолет легко теряет скорость и может свалиться на крыло, то планирование на втором режиме практического применения не имеет. Рисунок 134. К объяснению двух режимов планирования Дальность планирования Важной характеристикой планирования является дальность планирования. Особенно важна эта характеристика в случае вынужденной посадки самолета. Дальностью планирования называется путь, пройденный самолетом относительно горизонта от начала до конца планирования. Пусть самолет планирует с высоты Н под углом планирования Θпл (рис. 2.88). Относительно земли самолет пролетит путь Lпл который и является дальностью планирования. Определим величину дальности планирования. Рисунок 135. К определению дальности планирования Согласно рисунку H  tgθпл Lпл Но при планировании tgθпл  1 следовательно, K H  1 Lпл K и окончательно Lпл = H∙K Из этой формулы следует, что с увеличением высоты полета и увеличением аэродинамического качества самолета дальность планирования увеличивается. Наибольшая дальность планирования достигается при полете на наивыгоднейшем угле атаки, так как в этом случае аэродинамическое качество имеет наибольшую величину. Скорость, при которой достигается наибольшая дальность планирования, называется скоростью наибольшей дальности планирования. Она близка к наивыгоднейшей скорости горизонтального полета. При отклонении щитков дальность планирования уменьшается, так как в этом случае уменьшается величина аэродинамического качества. На дальность планирования влияет также ветер, так как он изменяет путевую скорость. При наличии ветра движение самолета состоит из движения его относительно воздуха и перемещения с воздухом относительно земли со скоростью ветра. В этом случае дальность планирования можно подсчитать по формуле Lпл = H∙K+ Wt - при попутном ветре и Lпл = H∙K- Wt - при встречном ветре, где W - скорость ветра [м/сек]; t - время планирования, в течение которого действовал ветер [сек]. Влияние ветра па дальность планирования можно определить графически (рис. 136). Как следует из формулы, вес самолета не влияет на дальность планирования. Изменение веса самолета влияет только на скорость планирования. При наличии ветра вес самолета оказывает некоторое влияние на дальность планирования, так как более тяжелый самолет планирует с данной высоты быстрее (то есть меньше время t), поэтому путь, на который он относится ветром (W∙t), окажется меньше, а следовательно, дальность планирования изменится на меньшую величину. Рисунок 136. Влияние ветра на дальность планирования Из-за большой удельной нагрузки крыла G/S современные самолеты имеют большие скорости снижения, поэтому даже при сильных восходящих потоках воздуха самолет теряет высоту. Планеры, имеющие значительно меньшую нагрузку на крыло, свободно совершают полет без потери высоты и даже с увеличением ее за счет восходящих потоков воздуха; такой полет называется парением, не зависит от изменения лобового сопротивления, так как она определяется только несущими способностями крыла (сy). Если взять на кривых потребных тяг (рис. 137) какой-либо угол атаки (например, α = 4°), то для полета с большим сопротивлением потребуется большая тяга при той же потребной скорости. Рисунок 137. Кривая потребных тяг для самолета с различными лобовыми сопротивлениями Итак, при увеличении сопротивления самолета любая точка, лежащая на кривой Рг.п, смещается вверх. На рис. 138. даны кривые потребных и располагаемых тяг для одного и того же самолета, у которого в результате некачественной технической эксплуатации увеличивается лобовое сопротивление. Рисунок 138. Кривые располагаемых и потребных тяг для самолета с различными лобовыми сопротивлениями Из анализа этих кривых следует, что при увеличении лобового сопротивления самолета: 1. Максимальная скорость уменьшается. Поэтому для увеличения максимальной скорости проводится ряд мероприятий с целью уменьшения сопротивления самолета. У самолетов, предназначенных для полетов на докритических скоростях, лобовое сопротивление определяется в основном величиной профильного сопротивления. Вследствие этого поверхность таких самолетов доводится до очень гладкого состояния.При полете со сверхзвуковыми скоростями доля профильного сопротивления в общем балансе сопротивлений самолета уменьшается за счет волнового сопротивления. Поэтому внешней отделке поверхности сверхзвуковых самолетов придается меньшее значение. Основное внимание при создании таких самолетов направлено на уменьшение волнового сопротивления путем выбора рациональных внешних форм самолета. 2. Минимальная и наивыгоднейшая скорости не изменяются. 3. Диапазон скоростей уменьшается. 4. Избыток тяги уменьшается. 2.10. Неустановившееся движение самолета Разгон самолета Разгоном называется прямолинейное движение самолета с нарастающей скоростью по горизонтальной или наклонной к горизонту траектории. Для того чтобы траектория полета была прямолинейна, необходимо, чтобы сумма проекций всех сил, действующих на самолет в направлении, перпендикулярном траектории, равнялась нулю. Для того чтобы скорость самолета возрастала по величине, необходимо, чтобы сумма проекций всех сил, действующих на самолет в направлении его траектории, была больше нуля. Следовательно, для разгона самолета необходимы следующие условия: ; Х Применительно к самолету, летящему горизонтально, эти условия записываются следующим образом: Y = G; Р > Х Для самолета, летящего под углом 0 к горизонту, они записываются так: Y = G∙cosΘ; Р > Х - G∙sinΘ И в первом и во втором случае в направлении полета действует ускоряющая сила, вызывающая увеличение скорости полета. Чем больше ускоряющая сила, тем быстрее самолет разгоняется до желаемой скорости. Величину ускоряющей силы при горизонтальном полете нетрудно определить по кривым потребных и располагаемых тяг. На данном угле атаки ускоряющая сила равна избытку тяги ΔP = Рр – Р г.п или ΔP = Рр – Х Разгон с набором высоты для современных самолетов возможен только при небольших углах наклона траектории к горизонту, так как составляющая веса G∙sinΘ значительно затрудняет разгон. Увеличение скорости полета при разгоне на постоянном угле атаки ведет к увеличению подъемной силы самолета и нарушению условия прямолинейности полета. Для поддержания прямолинейности полета летчик при разгоне обязан непрерывно уменьшать угол атаки самолета. Разгон самолета является важной характеристикой маневренности самолета: чем меньше время разгона, тем маневреннее самолет. Торможение самолета Торможением называется прямолинейный полет с уменьшающейся скоростью. Для торможения самолета летчик уменьшает обороты двигателя и, непрерывно увеличивая угол атаки самолета, поддерживает прямолинейность полета. В результате тяга двигателя уменьшается, а лобовое сопротивление самолета увеличивается; поэтому скорость самолета уменьшается. Для более интенсивного торможения современных самолетов применяются воздушные тормоза - поверхности, отклоняющиеся по желанию летчика и служащие для увеличения лобового сопротивления самолета. Кроме того, торможение может быть достигнуто применением двигателей с реверсом тяги. Летчик по потребности направляет тягу такого двигателя либо вперед, как обычно, либо назад, то есть против движения самолета. В последнем случае лобовое сопротивление и тяга двигателя, направленные против движения самолета, уменьшают его скорость. Уменьшение скорости самолета в прямолинейном полете, как известно, требует увеличения угла атаки. Поэтому при торможении самолета летчик должен непрерывно увеличивать угол атаки самолета, чтобы поддерживать прямолинейность траектории полета. Пикирование самолета Пикированием называется крутое снижение самолета на малом угле атаки по траектории, наклонной к горизонту под углом более 30° (рис. 139). Траекторию пикирования можно разбить на три участка: ввод самолета в пикирование, прямолинейное пикирование и вывод из пикирования. Рисунок 139. Пикирование самолета На прямолинейном участке пикирования скорость самолета непрерывно увеличивается, следовательно, угол атаки нужно непрерывно уменьшать. На некоторой высоте скорость самолета может достигнуть такой величины, что сила сопротивления уравновесит сумму сил тяги и составляющей веса. Такая скорость называется предельной скоростью пикирования Vnpeд. Вывод из пикирования тем легче, чем меньше Vпред. Уменьшение Vпред может быть достигнуто применением воздушных тормозов. Пикирование широко применяется в боевых условиях для быстрого разгона самолета, стрельбы и бомбометания по наземным целям и т. п. Пикирование под углом 90° к горизонту называется отвесным. Парашютирование самолета Парашютированием называется движение самолета с вертикальным ускорением, как правило, на α < αкр при малой V, когда Y< G. Скорость самолета в начальный момент парашютирования мала, вследствие чего он оказывается недостаточно устойчивым и управляемым. Поэтому парашютируют, как правило, хотя и на больших, но докритических углах атаки. Несмотря на то, что в процессе парашютирования скорость самолета увеличивается, его устойчивость и управляемость остаются недостаточными, и самолет при порыве ветра может свалиться на крыло. Поэтому парашютирование обычно не применяют, за исключением посадки, когда самолет парашютирует с высоты 0,5-1 м до касания колес с поверхностью аэродрома. Взлет самолета. Стадии нормального взлета Начальным этапом полета является взлет самолета. Рассмотрим нормальный взлет самолета, имеющего шасси с носовым колесом. Взлетом называется ускоренное движение самолета от момента начала разбега до набора высоты 25 м. Нормальный взлет состоит из четырех стадий: разбега, отрыва, выдерживания и подъема. На рис.140. изображены стадии нормального взлета. Рисунок 140. Стадии нормального взлета Разбег самолета Разбегом самолета называется начальный период взлета, необходимый для приобретения такой скорости движения, при которой крыло создает подъемную силу, способную оторвать самолет от земли. Перед разбегом летчик увеличивает обороты двигателя до максимальных, удерживая самолет на старте тормозами колес, затем отпускает тормоза, и самолет начинает двигаться на всех колесах шасси. Когда скорость достигнет величины, при которой руль высоты становится в достаточной степени эффективным, летчик, увеличивая угол атаки (взятием ручки на себя), отрывает от земли носовое колесо. Дальнейшее движение самолета при разбеге происходит на главных колесах. Отрыв носового колеса необходим для придания самолету взлетного угла атаки. При разбеге скорость самолета увеличивается от 0 до скорости отрыва. Следовательно, разбег представляет собой прямолинейное, ускоренное движение под действием неуравновешенной силы. Во время разбега на самолет действуют: сила тяги двигательной установки - Р; сила веса самолета - G; сила нормального давления - N; сила трения колес - F; сила лобового сопротивления самолета - X; подъемная сила -Y. На рис. 141. показана схема сил, действующих на самолет при разбеге. В направлении движения самолета на него действует неуравновешенная сила, равная разности сил Р - (X + F) и вызывающая ускорение движения. Очевидно, нарастание скорости при разбеге происходит тем быстрее, чем больше величина этой неуравновешенной силы. Рисунок 141. Схема сил, действующих на самолет при разбеге В процессе разбега величины сил, действующих на самолет, непрерывно изменяются. На старте при V = 0 сила тяги и сила трения максимальны, а подъемная сила и лобовое сопротивление равны нулю. При увеличении скорости сила тяги незначительно уменьшается, а подъемная сила увеличивается. Поэтому сила нормального давления уменьшается, вследствие чего уменьшается и сила трения F - N∙f, где f -коэффициент трения колес о землю. По мере увеличения скорости движения сила лобового сопротивления увеличивается. Ввиду того что сила тяги незначительно изменяется при изменении скорости, а сила X при увеличении скорости увеличивается примерно в такой же мере, в какой уменьшается сила F, ускоряющая сила в процессе разбега изменяется также незначительно. Отрыв самолета В конце разбега, после того как на крыле самолета образовалась подъемная сила, равная весу, самолет отрывается от земли. Момент отделения самолета от земли называется отрывом. При отрыве подъемная сила крыла становится несколько больше силы веса и самолет начинает двигаться криволинейно. Скорость самолета, при которой он безопасно отрывается от земли, называется скоростью отрыва Vотp и определяется по формуле Vотр  2G cy отр ρS Из этой формулы видно, что скорость отрыва зависит от удельной нагрузки G/S, угла атаки и плотности воздуха. Так как коэффициент подъемной силы при отрыве в среднем составляет (0,80 – 0,85) cvmax , то для самолетов с ТРД скорость отрыва может быть определена по следующим формулам: Vотр 14,5 • без применения механизации крыла; Vотр 13 • с применением механизации крыла. Приближенно можно считать, что скорость отрыва на 10 - 15% больше минимальной скорости самолета. При обычном отрыве самолета положение рулей практически не изменяется. С целью отрыва самолета от земли на меньшей скорости и уменьшения длины разбега иногда прибегают к так называемому взлету с подрывом. В этом случае при достижении определенной скорости, меньшей скорости нормального отрыва, летчик резко берет ручку на себя. За счет увеличения угла атаки возрастает подъемная сила. Если момент подрыва был определен правильно и угол атаки увеличен до нужного значения, то подъемная сила увеличивается настолько, что происходит отрыв самолета. Однако так как скорость отрыва в этом случае меньше, чем при нормальном взлете, то взлет с подрывом вследствие ухудшения устойчивости и управляемости самолета представляет известную опасность и поэтому может применяться только в крайних случаях достаточно опытными летчиками. Выдерживание самолета Подъем самолета сразу после отрыва недостаточно устойчив, так как скорость самолета невелика. Поэтому после отрыва самолет разгоняют над землей до скорости, необходимой для нормального устойчивого подъема. Этот процесс называется выдерживанием самолета. Для осуществления выдерживания летчик постепенно отклоняет ручку от себя, уменьшая угол атаки, а следовательно, и коэффициент подъемной силы крыла. При этом, несмотря на увеличение скорости, происходящее изза того, что сила тяги больше силы лобового сопротивления, подъемная сила поддерживается такой, какая необходима для сохранения нужной траектории движения самолета. После того как самолет разовьет скорость на 15-20% больше скорости отрыва, летчик переводит самолет на подъем. При наборе высоты 25 м скорость самолета увеличивается в среднем на 30% по сравнению со скоростью отрыва. У современных реактивных самолетов избыток тяги столь значителен, что допускается возможность расходования его на разгон и на уравновешивание составляющей веса при подъеме. Поэтому у реактивных самолетов стадии выдерживания и набора высоты сливаются в одну стадию разгона, при которой сразу после отрыва происходит увеличение скорости с одновременным набором высоты. Схема взлета скоростного самолета изображена на рис. 142. Во время набора высоты производится уборка шасси и щитков (закрылков). Рисунок 142. Схема взлета скоростного самолета Одной из главных характеристик взлета является длина разбега, определяющая необходимый размер взлетно-посадочной полосы. Длиной разбега называется путь, проходимый самолетом от старта до места отрыва от земли. Очевидно, что длина разбега зависит от величины ускоряющей силы, поэтому на длину разбега влияют различные факторы. С увеличением силы тяги Р увеличивается ускоряющая сила, равная Р-(X+F), вследствие чего увеличивается ускорение, и самолет быстрее (на меньшем пути) набирает скорость, равную скорости отрыва. Влияние форсирования двигателей. При форсировании двигателей увеличивается их тяга, а поэтому уменьшается длина разбега. Влияние стартовых ускорителей. Стартовые ускорители представляют собой двигатели типа ЖРД или пороховые ракеты. Они создают кратковременно (в течение 10-15 сек.) дополнительную тягу и тем самым сокращают длину и время разбега. Влияние взлетного веса самолета. Чем больше взлетный вес самолета, тем большая скорость требуется для создания подъемной силы, необходимой для отрыва самолета от земли. Но для получения большей скорости требуется большая длина разбега. Кроме этого, увеличение веса при неизменной ускоряющей силе приводит к уменьшению ускорения. Наконец, при увеличении взлетного веса увеличивается сила трения, что приводит к уменьшению ускоряющей силы. Поэтому увеличение взлетного веса приводит к увеличению длины разбега в степени несколько большей двух. Влияние механизации крыла. Перед разбегом летчик отклоняет щитки или закрылки, вследствие чего коэффициент подъемной силы крыла увеличивается. При этом подъемная сила, необходимая для отрыва, возникает на меньшей скорости. Для достижения такой скорости требуется меньшая длина разбега. Углы отклонения щитков (закрылков) при взлете не превышают 15-20°. Большие углы отклонения на земле нецелесообразны, так как, несмотря на увеличение коэффициента подъемной силы, длина разбега не уменьшается. Это объясняется значительным увеличением лобового сопротивления, в результате чего ускорение при разбеге уменьшается настолько, что для достижения меньшей скорости отрыва потребуется большая длина разбега. Следует отметить, что уборка щитков (закрылков) производится тогда, когда самолет наберет высоту не меньше 50-100 м для предотвращения резкой потери высоты. Влияние аэродинамического качества самолета. При увеличении аэродинамического качества самолета длина разбега уменьшается. Это объясняется тем, что создание подъемной силы, необходимой для отрыва самолета, происходит при меньшем сопротивлении самолета и, следовательно, нарастание скорости до момента отрыва происходит за меньший отрезок времени и на меньшем пути. Таким образом, если, например, в результате небрежной технической эксплуатации аэродинамическое качество самолета ухудшится, то это приведет к увеличению длины разбега. Влияние состояния поверхности аэродрома. Длина разбега самолета зависит от величины силы трения колес о поверхность аэродрома, так как она влияет на величину ускоряющей силы. Сила трения зависит от удельной нагрузки на колеса и состояния поверхности аэродрома. По результатам опытов, проведенных в ЦАГИ, коэффициент трения для бетонированной дорожки равен 0,04; для ровного травяного аэродрома - 0,05-0,07. Чем меньше коэффициент трения между колесами и поверхностью аэродрома, тем больше ускоряющая сила и поэтому меньше длина разбега. С целью улучшения состояния поверхности полевых аэродромов применяются легкосъемные сборные металлические взлетно- посадочные полосы. Влияние направления и скорости ветра. Скорость отрыва, при которой создается необходимая подъемная сила, представляет собой скорость самолета относительно воздуха V, При наличии встречного ветра эта скорость складывается из скорости самолета относительно земли Vnyт и скорости ветра W V=Vnyт+W Следовательно, разбег выгодно совершать по возможности против ветра, так как в этом случае скорость воздуха относительно самолета будет больше, чем скорость самолета относительно земли, и отрыв произойдет раньше. Ввиду этого, как правило, взлет совершается против ветра. Взлет по ветру увеличивает длину и время разбега, так как воздушная скорость в этом случае равна разности между путевой скоростью и скоростью ветра V=Vnyт - W. Так как скорости отрыва современных реактивных самолетов велики, то влияние ветра на длину их разбега сказывается незначительно. Влияние температуры и давления воздуха. Как известно, при увеличении температуры воздуха .или уменьшении давления его тяга ТРД уменьшается, а следовательно, уменьшается ускоряющая сила. Кроме этого, при увеличении температуры или уменьшении давления воздуха увеличивается скорость отрыва, так как уменьшается массовая плотность воздуха. Поэтому увеличение температуры или уменьшение давления воздуха приводит к увеличению длины разбега. Взлетная дистанция Длина разбега не может полностью характеризовать необходимые размеры аэродрома. В самом деле, на границах аэродрома могут находиться различные препятствия в виде строений, леса и т. п. Условно считают, что высота, необходимая для преодоления самолетом таких препятствий, равна 25 м. Путь, проходимый самолетом по горизонту от начала разбега до места набора высоты 25 м, называется взлетной дистанцией. На рис.140. изображена траектория движения самолета на взлетной дистанции. Посадка самолета. Стадии нормальной посадки Рассмотрим заключительный этап полета - посадку самолета. Посадкой называется замедленное движение самолета с высоты 25 м до полной его остановки. Посадка самолета состоит из следующих стадий: планирования, выравнивания, выдерживания, приземления и пробега по земле. Рассмотрим каждую из этих стадий (рис. 143). Рисунок 143. Стадии нормальной посадки Планирование самолета при посадке Перед посадкой на высоте 300 - 400 м летчик выпускает шасси, на высоте не менее 150 - 200 м - щитки (закрылки), уменьшает обороты двигателя до минимальных и движением ручки переводит самолет на планирование. При планировании летчик рассчитывает место приземления. Для уточнения расчета посадки разрешается подтягивать самолет увеличением тяги двигателя и терять высоту скольжением самолета на крыло. Выпуск щитков (закрылков) и шасси значительно уменьшает аэродинамическое качество самолета, что приводит к уменьшению скорости планирования и увеличению угла планирования. Большая скорость планирования вызывает большую посадочную дистанцию. Поэтому для уменьшения скорости планирования иногда применяют воздушные тормоза. Выравнивание самолета Планирование самолета заканчивается на высоте 8-12 м. После планирования самолет необходимо перевести из наклонного положения в горизонтальное. Эта стадия называется выравниванием. Для выравнивания самолета летчик выбирает ручку на себя, увеличивая угол атаки. При этом подъемная сила становится больше составляющей силы веса G1 (рис. 144); возникающая при этом центростремительная сила заставляет самолет двигаться криволинейно. Выравнивание заканчивается на высоте 0,5-1 м. Рисунок 144. Схема сил, действующих на самолет при выравнивании Выдерживание самолета После планирования и выравнивания самолет еще обладает большой скоростью, поэтому для уменьшения ее летчик производит так называемое выдерживание на высоте 0,5 - 1 м. При выдерживании скорость полета уменьшается и в конце выдерживания становится больше посадочной. Для того чтобы при выдерживании самолет не терял высоту, то есть чтобы подъемная сила не уменьшалась, а оставалась равной весу самолета, летчик во время выдерживания непрерывно увеличивает угол атаки, выбирая ручку на себя (рис.145). Движение самолета по траектории происходит главным образом за счет запаса кинетической энергии, накопленной во время планирования. Рисунок 145. Силы, действующие на самолет при выдерживании Для облегчения посадки и уменьшения нагрузок на шасси выгодно приземляться на минимальной скорости и, следовательно, на критическом угле атаки. Однако известно, что полет на критическом угле атаки отличается плохой устойчивостью и стремлением самолета свалиться на крыло. Поэтому посадку производят на угле атаки меньше критического на 2-3°; этот угол атаки называется посадочным, а соответствующий ему коэффициент подъемной силы Сyпос К концу выдерживания самолет должен находиться на высоте 0,25 - 0,5м. Приземление самолета В конце выдерживания скорость и угол атаки достигают значения, соответствующие посадочным; затем подъемная сила крыла становится несколько меньше силы веса, самолет слегка парашютирует и приземляется. Современные самолеты, имеющие шасси с носовым колесом, совершают посадку на главные колеса. Скорость самолета в момент приземления называется посадочной скоростью. Посадочную скорость определяют по следующей формуле: Vпос  0,95 2G cy пос ρS где коэффициент 0,95 учитывает уменьшение скорости по траектории в процессе парашютирования вследствие влияния земли, создающей как бы воздушную подушку, оказывающую тормозящее действие на самолет. Пробег самолета Пробег самолета является заключительной стадией посадки. После касания земли самолет совершает пробег на главных колесах приблизительно 80-100 м, после чего летчик плавно опускает носовое колесо и приступает к торможению главных колес. По мере уменьшения скорости интенсивность торможения увеличивается и в конце пробега можно применять полное торможение. Факторы, влияющие на длину пробега Одной из главных характеристик посадки является длина пробега, определяющая потребную длину посадочной полосы. Длиной пробега называется путь, проходимый самолетом от момента приземления до полной его остановки. На длину пробега влияют различные факторы. Влияние посадочной скорости самолета. С увеличением посадочной скорости длина пробега увеличивается. Самолет, имея большую скорость, обладает большим запасом кинетической энергии, для погашения которой требуется большая длина пробега. Так, например, увеличение посадочной скорости на 20% приводит к увеличению длины пробега на 50%. Влияние механизации крыла. При посадке самолета щитки (закрылки) отклоняются на 50-60°. Благодаря этому увеличивается значение коэффициента сyпос, что приводит к уменьшению посадочной скорости. Кроме уменьшения посадочной скорости, применение механизации увеличивает угол планирования, так как при этом уменьшается аэродинамическое качество самолета. Следует иметь в виду, что уменьшение посадочной скорости происходит не за счет увеличения коэффициента сx ,а за счет увеличения коэффициента су. Влияние посадочного веса самолета. С увеличением посадочного веса самолета длина пробега увеличивается, так как при этом возрастает посадочная скорость. Кроме этого, увеличение веса приводит к увеличению запаса кинетической энергии самолета, что также увеличивает длину пробега. Влияние тормозов. Вследствие хорошей аэродинамики и больших посадочных скоростей длина пробега современных самолeтов может быть очень большой, если не применять торможения колес. Применяя торможение, можно уменьшить длину пробега на 20-30%. Тормозить следует сразу же после соприкосновения носового колеса с землей, то есть после пробега самолетом 80-100 м. При посадке на малую площадку нужно энергичнее пользоваться тормозами, поэтому приходится опускать носовое колесо по возможности сразу же после соприкосновения главных колес с землей. Влияние воздушных тормозов. Для уменьшения длины пробега иногда применяются воздушные тормоза, которые сокращают длину пробега на 510%. Кроме того, для этой цели иногда применяют (особенно на бомбардировщиках) посадочные парашюты, которые выпускаются из хвостовой части фюзеляжа после приземления самолета. Влияние ветра. Посадка самолета, как правило, производится против ветра, так как встречный ветер уменьшает путевую скорость, а следовательно, и путь, проходимый самолетом по земле. Посадка с боковым ветром требует от летчика большого внимания, так как он с помощью рулей и элеронов должен удерживать самолет от сноса и крена. Влияние температуры и давления воздуха. При увеличении температуры и уменьшении давления воздуха уменьшается его массовая плотность. Это приводит к уменьшению лобового сопротивления самолета, а следовательно, и замедляющей силы. В результате длина пробега увеличивается. Изменение температуры на 10° приводит к изменению длины пробега в среднем на 3,5%. Изменение давления на 20 мм рт. ст. изменяет длину пробега почти на 3%. Посадочная дистанция Длина пробега не может полностью характеризовать необходимый размер посадочной площадки. На границах аэродрома могут находиться различные препятствия. Высоту, необходимую для их преодоления, принимают равной 25 м. Путь, проходимый самолетом по горизонту от места, где высота планирования равна 25 м, до полной остановки самолета, называется посадочной дистанцией (см. рис. 143). Некоторые особенности при посадке самолетов с носовым колесом Шасси с носовым колесом имеет при посадке следующие особенности по сравнению с шасси с хвостовым колесом: Облегчается техника пилотирования при посадке, так как рассчитать посадку самолета с носовым колесом на две точки приземления легче, чем посадку на три точки для самолета с хвостовым колесом. Практически полностью устраняется опасность капотирования самолета при пробеге. Это дает возможность тормозить колеса интенсивнее, чем при шасси с хвостовым колесом. Правда, при этом появляется опасность недопустимого проскальзывания колес, которое может привести к выводу пневматиков из строя (при нормальном торможении колеса проворачиваются). Однако в настоящее время эта опасность принципиально может быть устранена и на многих современных самолетах уже устраняется применением специальных устройств, автоматически растормаживающих колесо, как только начинается его проскальзывание по земле, и снова затормаживающих его, как только проскальзывание прекращается. В результате, длина пробега самолетов, имеющих шасси с носовым колесом и такими устройствами, уменьшается по сравнению с величиной ее при наличии шасси с хвостовым колесом на 20—30%. Достигается хорошая устойчивость при пробеге, что облегчает посадку при боковом ветре и исключает возможность неуправляемых разворотов. Вследствие перечисленных преимуществ на всех реактивных самолетах применяются шасси с носовым колесом. 2.11. Вираж самолета Вираж представляет собой разворот самолета с креном. Впервые глубокий вираж осуществил выдающийся русский летчик П. Н. Нестеров. Существует несколько разновидностей виража: вираж со снижением (спираль), с набором высоты (восходящая спираль, боевой разворот), со скольжением и так называемый правильный вираж. В дальнейшем будем рассматривать правильный вираж. Правильным виражом называется полет самолета по окружности без скольжения с постоянными высотой, скоростью и углом крена. Углом крена называется угол, заключенный между поперечной осью самолета и линией горизонта. В зависимости от угла крена различают глубокий и мелкий виражи. Глубоким виражом называется вираж с креном более 45°. Виражи широко применяются для быстрого разворота самолета в полете. Схема сил, действующих на самолет при правильном вираже При вираже на самолет действуют: сила веса G (рис. 146), направленная вертикально вниз; подъемная сила Y, направленная перпендикулярно направлению набегающего потока воздуха, расположенная в плоскости симметрии самолета и отклоненная от вертикали на угол крена γ; сила тяги Р, направленная по касательной к траектории, и сила лобового сопротивления самолета X, направленная против движения самолета. Условия правильного выполнения виража Вираж отличается от рассмотренных видов установившегося движения криволинейностью траектории. Из механики известно, что криволинейное движение может совершаться только под действием неуравновешенной центростремительной силы, приложенной к телу и направленной по радиусу кривизны траектории к ее центру. Рассмотрим уравнение сил при вираже. Для этого разложим подъемную силу на две составляющие: силу Y1 направленную вертикально вверх, и силу Y2, направленную горизонтально по радиусу траектории к ее центру. Для того чтобы вираж совершался без изменения высоты полета, то есть в горизонтальной плоскости, необходимо, чтобы силы, действующие в вертикальной плоскости, были бы взаимно уравновешены. При нарушении этого условия вираж будет происходить либо со снижением, либо с набором высоты. Рисунок 146. Схема сил, действующих на самолет при правильном вираже Следовательно, условием горизонтальности виража является равенство G = Y1 = Y∙cosγ Для того чтобы движение самолета было равномерным, необходимо, чтобы силы, действующие по касательной к траектории, были взаимно равновешены. При нарушении этого равенства движение не будет равномерным, так как появившаяся неуравновешенная сила вызовет ускорение самолета. Следовательно, условием равномерности движения является равенство Р=Х При правильном вираже неуравновешенной силой, под действием которой самолет движется по окружности, является составляющая подъемной силы Y2. Для создания такой силы необходимо накренить самолет с помощью элеронов. Для того чтобы движение самолета совершалось с постоянным радиусом, необходимо, очевидно, чтобы величина центростремительной силы была бы постоянной mV2 Y2   соnst rв Из уравнения сил при правильном вираже можно сде лать следующие выводы: 1. Подъемная сила при вираже должна быть больше, чем при горизонтальном полете, так как часть подъемной силы Y1 уравновешивает вес самолета G. Увеличение подъемной силы может быть достигнуто либо увеличением угла атаки при сохранении неизменной скорости полета, либо увеличением скорости полета при сохранении угла атаки постоянным, либо и тем и другим. 2. Центростремительная сила Y2 создается за счет подъемной силы путем накренения самолета на некоторый угол. 3. С увеличением угла крена при правильном вираже подъемную силу необходимо увеличивать для того, чтобы ее вертикальная составляющая Y1 уравновешивала вес самолета G. На рис. 147 видно, что с увеличением угла крена центростремительная сила Y2 увеличивается, что приводит к уменьшению радиуса виража. Рисунок 147. Силы, действующие на самолет при правильном вираже с различными углами крена Скорость, потребная для правильного виража Потребной скоростью при вираже называется такая скорость, при которой на данном угле атаки и с данным углом крена подъемная сила уравновешивает вес самолета и создает неуравновешенную центростремительную силу. Величину потребной скорости для виража можно определить из условия горизонтальности движения Y∙cos γ = G Подставив в это уравнение значение подъемной силы, получим Vв2 cy ρ Scosγ  G 2 Из этого выражения определяем потребную скорость для виража. горизонтального полета, формулу для Vв можно представить в следующем виде: 1 Vв  Vг.п  cosγ Из этой формулы видно, что с увеличением угла крена потребная скорость для виража увеличивается, так как крыло при этом должно создавать большую подъемную силу. Нетрудно убедиться, что правильный вираж с креном 90° невозможен ввиду отсутствия вертикальной составляющей подъемной силы Y1 и, следовательно, невозможности удовлетворить условие горизонтальности виража. Потребная тяга для правильного виража Тяга, необходимая для совершения правильного виража на данном угле атаки с данным углом крена, называется потребной тягой для виража. Величину потребной тяги для виража можно определить из условий равномерности и горизонтальности виража. G Ycosγ  Pв X или G  Кcosγ Pв откуда G 1 Pв   K cosγ G  Pг.п Так как K , получаем: Рв  Рг.п  Из этой формулы можно сделать следующие выводы: 1. Потребная тяга для виража больше потребной тяги для горизонтального полета на том же угле атаки. 2. Дополнительную тягу для виража можно получить, использовав избыток тяги. Чем больше избыток тяги, тем больше может быть и угол крена. На максимальной скорости горизонтального полета правильный вираж невозможен, так как избыток тяги равен нулю. 3. С увеличением угла крена потребная тяга для виража увеличивается. 4. Наименьшая тяга для виража требуется при полете на скоростях, близких к наивыгоднейшей. Радиус виража самолета Маневренность самолета в горизонтальной плоскости оценивается радиусом и временем виража. Чем меньше радиус, тем больше преимуществ имеет самолет в воздушном бою, так как он быстрее может занять более выгодную для атаки позицию. Величина радиуса виража определяется из уравнения mVв2 Y2  rв откуда mVв2 rв  Y2 Так как (рис. 147) Y 2 = Y ∙sinγ; тогда rв  mVв2 Ysin Так как Vв2 Y  cy ρ S 2 то, подставив эти значения, получим rв  2G cy S  g sin 2G 2 Но cy ρS  Vг.п Vг.п2  Vв2 cosγ формуле (14) Подставив эти величины получим другой вид формулы радиуса виража rв  2G g tg. Последние формулы дают возможность выяснить факторы, влияющие на характеристики виража. Влияние полетного веса. С увеличением полетного веса увеличивается G удельная нагрузка на крыло S . Поэтому при вираже на перегруженном самолете необходимо держать повышенную скорость, что приводит к увеличению радиуса виража. Влияние высоты полета. С увеличением высоты потребная скорость увеличивается, что увеличивает радиус виража. Радиус виража может еще более увеличиться с подъемом на высоту вследствие проявления сжимаемости воздуха, так как в некотором диапазоне чисел М су уменьшается. При этом летчик вынужден уменьшать угол крена, что и приводит к увеличению радиуса виража. Влияние угла атаки. С увеличением угла атаки су увеличивается. Для поддержания равенства Y1 = G при той же скорости полета летчик должен увеличить угол крена, вследствие чего увеличится центростремительная сила Y2 , а следовательно, уменьшится радиус виража. Однако увеличение угла атаки свыше наивыгоднейшего приведет к ухудшению устойчивости и управляемости самолета. При наличии предкрылков, повышающих поперечную устойчивость на больших углах атаки, летчик может более уверенно брать ручку на себя, не опасаясь сваливания самолета на крыло, и тем самым совершить вираж с меньшим радиусом. Уменьшение радиуса виража можно достичь за счет отклонения щитков (закрылков). Однако применение щитков (закрылков) на вираже ограничивается, так как большой угол отклонения щитков приводит к большому увеличению лобового сопротивления и, следовательно, к росту потребной тяги. Кроме того, выпуск щитков приводит к нарушению продольного равновесия самолета. Влияние угла крена. С увеличением угла крена радиус виража уменьшается, так как летчик для поддержания равенства Y1 = G при той же скорости должен увеличить угол атаки, в результате чего составляющая подъемной силы Y2 увеличивается. Наибольший угол крена достигается при полете на скорости, близкой к наивыгоднейшей. Действительно, для получения большого угла крена требуется использовать большой избыток тяги, а самый наибольший избыток тяги развивается на скорости, близкой к наивыгоднейшей. С увеличением полетного веса, высоты полета и лобового сопротивления угол крена уменьшается, так как во всех этих случаях уменьшается избыток тяги. Вираж самолета с наименьшим радиусом называется наивыгоднейшим и совершается на максимальных оборотах двигателя с наибольшим креном. Фигуры высшего пилотажа самолета Колокол Квочура (рис.148) Самолет поднимает нос вверх на нулевой скорости, после чего опрокидывает его вниз, имитируя движение языка колокола. Отсюда и название фигуры. Впервые фигура была представлена в 1988 году на авиасалоне в английском Фарнборо. За штурвалом истребителя четвертого поколения МиГ-29 сидел летчик-испытатель Анатолий Квочур. Изначально колокол расценивался как маневр, при котором истребитель становится невидимым для ракет с радиолокационным наведением на цель. В наши дни эту фигуру можно видеть не в боях, а во время выступлений пилотажных групп «Стрижи», «Русские витязи», «Русь». Рисунок 148. Колокол Квочура Бочка (рис.149) Самолет поворачивается вокруг своей горизонтальной оси на 360 градусов. В зависимости от количества оборотов бочка бывает одинарная, полуторная и многократная. Впервые выполнил маневр американец Дэниел Мэлони в 1905 году. Во время Второй мировой эта фигура спасла не одну жизнь. Трижды Герой Советского Союза Александр Покрышкин однажды наблюдал за полетом неопытных летчиков. Один из них решил сделать бочку, но при этом значительно потерял скорость и нырнул вниз. В этот момент летящий за ним пилот проскочил вперед и акробат оказался у него на хвосте. Покрышкин и его сослуживцы окрестили фигуру «кадушкой» и не раз применяли прием в борьбе против авиации фашистов. Сейчас бочка входит в комплекс фигур, выполняемый на состязаниях по самолетному спорту. Рисунок 149. Бочка Иммельман (рис.150) Самолет делает боевой разворот - полубочку в верхней части полупетли. Впервые фигура выполнена на моноплане "Фоккер Е.III" 25-летним немцем Максом Иммельманом в 1915 году во время Первой мировой войны. Этот маневр позволил Иммельману оказаться выше и позади вражеского самолета, хотя они до этого были на встречных курсах. За год полетов Иммельман сбил 15 вражеских самолетов, а английские летчики лишь завидев, что немец поднялся в воздух, шли на посадку. Фигуру Иммельмана начали преподавать в летных школах. И сегодня она входит в базовые фигуры, которые должны уметь делать все военные летчики. Рисунок 150. Иммельман Плоский штопор (рис.151) Самолет снижается по крутой нисходящей спирали небольшого радиуса. В начале XX века штопор был главной причиной гибели летчиков. Считалось, что выйти из штопора нельзя. Но 24 сентября 1916 года летчик Константин Арцеулов на самолете "Ньюпор-XXI" на высоте 2000 метров намеренно ввел самолет в штопор и вышел из него. На следующий день Арцеулов подал начальству Севастопольской авиашколы рапорт, в котором предлагал ввести штопор в программу обучения. В наши дни эту некогда смертельную фигуру отрабатывают во всех авиационных учебных заведениях на винтовых машинах, она входит в регламент соревнований по самолетному спорту. Однако в России исполнение штопора на реактивных истребителях запрещено из соображений безопасности, они выполняют только плоский штопор. Несмотря на то что со штопором научились бороться, он и по сей день уносит жизни. Рисунок 151. Плоский штопор Чакра Фролова (рис.152) Фигура, при которой самолет на малой скорости разворачивается вокруг своего хвоста, образуя мертвую петлю с очень малым радиусом разворота. Впервые показана публике на истребителе Су-37 Евгением Фроловым в 1995 году на авиасалоне в Ле-Бурже. Фигура названа в честь древнего индийского оружия, которое представляет собой кольцо с режущей внутренней кромкой. Чакра Фролова может выполняться только на самолетах с изменяемым вектором тяги. Фигура не применялась во время воздушного боя. Ее демонстрируют во время показательных выступлений на выставкax и авиационных пpaздникax, доказывая аэродинамическое совершенство рoccийскиx истребителей поколения 4+. Рисунок 152. Чакра Фролова Хаммерхед (рис.153) Самолет свечой уходит вверх, зависает в воздухе и, развернув нос к земле, направляется вниз. Есть мнение, что фигуру впервые выполнил немецкий пилот, чемпион мира по аэробатике и авиаконструктор Герхард Физелер в конце 1920-х. Применение этой фигуры во время воздушного боя равносильно подписанию самому себе смертного приговора. Самолет, зависающий в воздухе, становится идеальной мишенью для противника. Зато во время демонстрационных полетов поворот на вертикали вызывает ажиотаж у зрителей, поскольку смотрится очень эффектно. Эта фигура входит в комплекс упражнений в самолетном спорте, но реактивные истребители ее не исполняют. Рисунок 153. Хаммерхед Фигура Пугачева (рис.154) Фигура, при которой нос самолета поднимается вверх на 110 градусов на Су-27, (на Су-37 — до 180 градусов) по отношению к направлению движения, а затем опускается обратно. Впервые была выполнена в испытательном полете заслуженным летчиком СССР Игорем Волком. Широкой публике кобру продемонстрировал Виктор Пугачев на международном салоне во французском Ле-Бурже в 1989 году. Когда истребитель Су-27 русского летчика резко задрал нос, организаторы авиашоу решили, что произошел сбой в системе и воздушное судно сейчас упадет. Но самолет не сорвался в штопор, а полетел в прежнем направлении. Пугачев за освоение новой техники получил звание Героя Советского Союза, а фигура, несмотря на то что была придумана другим летчиком, получила имя первого демонстратора. Маневр подходит для ухода не только от истребителя противника, но и от ракет с инфракрасными головками самонаведения. Тем не менее кобра еще не использовалась в бою. Рисунок 154. Фигура Пугачева Ранверсман(рис.155) Фигура делается примерно так же, как и хаммерхед, но не с зависанием, а с поворотом на горке (фигура пилотажа, когда самолет набирает высоту с постоянным углом наклона). Предположительно, опрокидывание (так переводится название фигуры с французского), или же поворот на горке (под этим названием фигура известна в России), появилось в 1930-х. Разница между маневрами ранверсман и хаммерхед состоит в том, что самолет уходит от противника, идущего встречным курсом, не строго вертикально, а под углом 50–60°, на горку. Те пилоты, которые могли справиться с этой сложной фигурой, получали преимущество в бою. Ведь применить ее можно при атакующих и контратакующих действиях, она позволяет быстро изменить направление полета без потери высоты. Рисунок 155. Ранверсман Хук (рис.156) Фигура высшего пилотажа «Хук» представляет собой несколько видоизменённый и дополненный большей сложностью манёвр «Кобра». Суть этой фигуры высшего пилотажа заключается в том, чтобы применив аэродинамическое торможение, как это видно в фигуре высшего пилотажа «Кобра», развернуться и уйти от противника на значительное расстояние. Сам манёвр «Хук» является весьма сложным в своём исполнении, ведь самолёт требуется ещё развернуть в воздухе, причём отсчёт здесь идёт на доли секунд. Выполняется она исключительно на вираже. Рисунок 156. Хук Колокол (рис.157) Исполнение фигуры высшего пилотажа состоит в том, чтобы поднять самолёт в небо практически на угол в 90 градусов, выполняя так называемое скольжение на хвост, после чего, самолет, достигнув максимального угла атаки, резко падает носовой частью вперёд, тем самым как бы имитируя движение колокола. Впервые фигура высшего пилотажа «Колокол» была выполнена в 1977 году, а в сегодняшний день она используется для того, чтобы тем самым на некоторое время обмануть радар – самолёт неподвижно зависает в воздухе, превращаясь на экране РЛС в неподвижную точку. Рисунок 157. Колокол Переворот на колоколе (рис.158) Фигура высшего пилотажа «Переворот на колоколе» объединяет между собой два элемента, выполняемых совместно – сперва самолёт на доли секунды зависает в воздухе, после чего совершает переворот на 180 градусов, продолжая полёт. Эта фигура высшего пилотажа является одной из наиболее сложных. Рисунок 158. Переворот на колоколе Нож (Лезвие ножа) (рис. 159) Данная фигура высшего пилотажа отличается тем, что самолёт проходит строго горизонтальный полёт с креном на угол в 90 градусов. При выполнении данной фигуры высшего пилотажа следует, прежде всего, контролировать скорость полёта, угол крена, состояние высоты. Рисунок 159. Нож (Лезвие ножа) Разворот на кобре (рис. 160) Ещё одна видоизменённая фигура высшего пилотажа, заключающаяся в том, что самолет, выполняя манёвр «Кобра» разворачивается, и летит в обратном направлении. Что касается сложности выполнения данной фигуры высшего пилотажа, то она отличается большей простотой, и сперва была причислена к разряду фигур сложного пилотажа, но позже её переквалифицировали. Рисунок 160. Разворот на кобре Фигура пилотажа «зеркало» (рис.161). Рисунок 161 . Зеркало Используемая литература 1. Д.М. Прицкер, Г.И.Сахаров, «Аэродинамика», М., «Машиностроение», 1968 г. 2. В.Б.Байбаков, А.С.Клумов «Аэродинамика и динамика полета летательных аппаратов, М., «Машиностроение, 1979 г. 3. А.А.Вотяков, Н.Т.Каюнов, «Аэродинамика и динамика полета самолета», М., издательство ДОСААФ, 1975 г. 4. Л.Ф.Николаев, «Аэродинамика и динамика полета транспортных самолетов», М., «Транспорт», 1990 г. 5. А.М. Мхитарян, «Аэродинамика», М., «Машиностроение», 1976 г. 6. Н.С.Аржаников, Г.С.Садекова, «Аэродинамика больших скоростей», М., «Высшая школа», 1965г.. 7. Т.Карман, «Сверхзвуковая аэродинамика (принципы и приложения)», М., «Иностранная литература», 1948 г. 8. Т.Карман. «Аэродинамика», М., РХД, 2001 г.. 9. В.В.Лунев, «Гиперзвуковая аэродинамика», М., «Машиностроение», 1975г.. 10. http://www.yaplakal.com/forum2/topic1188512.html 11. http://structure.mil.ru/structure/forces/air/media/photo/ gallery.htm?id=4913@cmsPhotoGallery