М. М. Расковой г. Тамбова На правах рукописи Васюков А. В. Аэродинамика и динамика полета учебное пособие

Минимальный угол планирования достигается при использовании К_max, и равен 3⁰.

Минимальная вертикальная скорость при планировании самолета Як-52 примерно равна 3 м/с.
V_эк V_нв V

Θ_min

V_{y min}
α _нв
V_Y

2. 
   Первый и торой режим планирования.
   

Наивыгоднейшая скорость делит интервал скоростей планирования на области первых и вторых режимов. При планировании в области первых режимов (на углах атаки меньших наивыгоднейшего), взятие летчиком ручки управления на себя приводит к увеличению угла атаки, уменьшению скорости планирования, угла планирования и вертикальной скорости планирования.

При планировании в области вторых режимов, взятие ручки управления на себя, приводит к увеличению угла атаки до значений больших наивыгоднейшего. При этом несмотря на уменьшение скорости движения по траектории, угол планирования увеличивается. Планирование в области вторых режимов опасно из-за возможности выхода на срывные углы атаки с последующим парашютированием или сваливанием самолета в штопор.

3. 
   Влияние щитков, шасси и других факторов на угол и дальность планирования.
   

Выпуск шасси, отклонение щитков приводят к увеличению безиндуктивного лобового сопротивления самолета (с_{х 0}). При этом, несмотря на увеличение значения наивыгоднейшего угла атаки и значения с_{у нв}, максимальное аэродинамическое качество самолета уменьшается. При этом значения минимального угла планирования возрастают, а дальность планирования уменьшаются.

При выпуске шасси К_max = 8,37, при отклонении щитков – 7,21, при выпуске шасси и отклонении щитков – 6,43.

На дальность планирования влияет встречный и попутный ветер. При попутном ветре дальность планирования возрастает на величину ut, где u- скорость ветра, t- время планирования.

4. 
   Понятие о скольжении.
   

При планировании иногда требуется погасить лишнюю высоту, не изменяя скорость полета. При этом летчик отклонением педалей создает самолету угол скольжения, а для того, чтобы избежать кренения самолета в сторону данной ноги и сноса самолета, он одновременно отклоняет ручку управления в сторону противоположную данной ноге и создает самолету крен в ту же сторону. Такой полет называется прямолинейным полетом со скольжением.

Тема № 7. Взлет самолета

1. 
   Определение взлета. Профиль и элементы взлета
   

Взлет – это ускоренное движение самолета от момента начала разбега до набора скорости и высоты, обеспечивающих безопасный перевод самолета в набор высоты.

Взлет состоит из следующих этапов: разбег, отрыв, выдерживание и подъем.

о

т

р. Н=25 м

Разбег Выдерживание Подъем

Lp Lвыд L под
L взлета
Разбег делится на два этапа: разбег на трех колесах и разбег с поднятым передним колесом.

Разбег выполняется с целью достижения скорости отрыва. Выдерживание выполняется для достижения безопасной скорости подъема. Подъем выполняется для достижения безопасной скорости и высоты перевода самолета в набор высоты (обычно высоты стандартного препятствия).

2. 
   Силы, действующие на самолет при взлете и их изменение на разбеге.
   

F_тр.

G
При разбеге самолета по мере увеличения скорости растут аэродинамические силы X и Y. Сила реакции земли и, связанная с ней сила трения будут уменьшаться. Разбег выполняется сначала на трех опорах, а при достижении скорости 80-90 км/час летчик взятием ручки на себя поднимает переднее колесо и создает самолету взлетный угол атаки.

3. 
   Скорость отрыва и длина разбега. Влияние на них основных факторов.
   

Скоростью отрыва называется скорость, при достижении которой на взлетном угле атаки, подъемная сила становится равной силе тяжести и самолет плавно отделяется от земли.

При разбеге изменяется сила лобового сопротивления самолета и сила трения, однако их сумма остается примерно постоянной. В этом случае движение на разбеге можно считать равноускоренным:, где f_ср = 0.06 – для бетона; 0.08 – для твердого грунта;

При постоянном ускорении время и длину разбега можно определить по следующим формулам: .

Урок 2.

1. 
   Причины разворота самолета на разбеге
   

Z_зс

Все это приводит к тому, что на разбеге самолет Як-52 имеет тенденцию к развороту вправо, которая должна учитываться летчиком. Устранение разворота достигается на малой скорости раздельным торможением основных колес самолета, а при скорости большей 60 км/ч – только отклонением левой педали.

При подъеме переднего колеса на разбеге создается угловая скорость ω_z, которая приводит к возникновению прецессионного момента от винта: как и у гироскопа ось вращения винта стремится совпасть с осью вынужденного вращения, то есть возникает момент, направленный на разворот самолета влево.

2. 
   Влияние ветра на технику выполнения взлета.
   

Попутный и встречный ветер на технику взлета влияния практически не оказывает. Следует помнить, что попутный ветер увеличивает расстояние, проходимое самолетом относительно земли при взлете, а встречный – уменьшает его. При этом воздушные (приборные) скорости подъема переднего колеса и отрыва самолета остаются постоянными.

3. 
   Взлетная дистанция. Техника выполнения взлета.
   

Взлетная дистанция самолета состоит из разбега и воздушного участка взлета, который составляют выдерживание и разгон с набором высоты.

Обычно для большинства самолетов воздушный участок равен 1-1,3 длины разбега, тогда

L_взл = (2…2,3) L_разб.

При взлете необходимо:

• 
  Запросить у руководителя полетов разрешение на взлет. Отпустить рычаг управления тормозами, плавно увеличить обороты двигателя, не допуская изменения выбранного направления для взлета, начать разбег, удерживая ручку управления в нейтральном положении, довести обороты двигателя до полных. На разбеге самолет имеет тенденцию к развороту вправо, которая устраняется отклонением левой педали.
  
• 
  По достижению скорости 90 км/ч плавным движением ручки на себя поднять переднее колесо до взлетного положения. Отрыв самолета от земли происходит на скорости 120 км/ч.
  
• 
  При отрыве взгляд перенести на землю влево от продольной оси самолета на 25…30⁰ и вперед на 25…30 м, следить за высотой, направлением в то же время не терять направления и не допускать крена.
  
• 
  Выдерживание самолета над землей производить с постепенным отходом от нее до скорости 160 км/ч, после чего плавно перевести самолет в набор высоты.
  
• 
  На высоте не менее 20 м убрать шасси. Проконтролировать уборку по сигнальным лампочкам и механическим указателям.
  

Тема № 8. Посадка самолета

1. 
   Определение и элементы посадки
   

Посадкой называется замедленной движение самолета с высоты начала выравнивания до полной остановки в конце пробега или начала сруливания с ВПП.

Посадка обычно включает в себя предпосадочное планирование, выравнивание, выдерживание, приземление и пробег.


Н=25 м

6 м 0.75 м

L _пл L _выр L _выд L _проб

- приземление

L _gjc

Предпосадочное планирование производится с высоты 25-30 м до высоты начала выравнивания на скорости 160 км/ч с выпущенными шасси и посадочными щитками с постоянным углом планирования.

Выравнивание выполняется с высоты 6…5 м с целью погашения вертикальной скорости снижения за счет искривления траектории и должно быть закончено на высоте 0,75…1 м.

Выдерживание производится с целью погашения скорости движения по траектории, создания посадочного положения самолета и приближения его к земле на высоту 0,15…0,25 м.

Приземление (касание земли основными колесами) при посадочном угле атаки происходит при скорости 115…120 км/ч.

Пробег самолета по земле выполняется в два этапа (с поднятым и опущенным передним колесом) с целью погашения скорости движения самолета по траектории.

2. 
   Силы, действующие на самолет на различных этапах посадки
   

В процессе выравнивания летчик увеличивает самолету угол атаки. При этом возрастает подъемная сила и лобовое сопротивление самолета. Траектория искривляется и угол планирования уменьшается до нуля.

Кроме того, в процессе выравнивания летчик уменьшает обороты двигателя до минимальных.
Y > Gcosθ ; P – X – Gsinθ < 0.
В процессе выдерживания по мере уменьшения скорости летчик увеличивает угол атаки самолета и поддерживает примерное равенство подъемной силы и силы тяжести. При приближении самолета к земле на 0.15…0,25 м летчик перестает увеличивать угол атаки и самолет плавно касается земли основными колесами шасси.

Y ≈ G ; P – X < 0.

На пробеге летчик фиксирует ручку управления, а самолет сам по мере уменьшения скорости опускает переднее колесо. После этого летчик приступает к торможению колес для уменьшения длины пробега.
Y + N = G ; P – X - F < 0.

3. 
   Посадочная скорость. Длина пробега. Посадочная дистанция
   

Посадочная скорость зависит от тех же факторов, что и скорость отрыва .

Урок 2.

1. 
   Техника выполнения посадки
   

Техника выполнения посадки заключается в правильном и последовательном выполнении всех элементов посадки при плавном и координированном отклонении рулей. Основная сложность заключается в определении расстояния до земли (правильность направления взгляда) и соразмерности отклонения рулей в соответствии с темпом приближения земли. Взгляд с высоты 30 м должен быть направлен на 20…25⁰ влево от продольной оси самолета и вперед на 25…30 м. После приземления на основные колеса нельзя тормозить и отдавать ручку управления от себя до касания земли переднего колеса.

2. 
   Факторы, влияющие на технику выполнения посадки
   

Встречный ветер уменьшает посадочную скорость относительно земли, что является положительным фактором, но его необходимо учитывать, чтобы не произвести посадку до ВПП. Длина посадочной дистанции, выдерживания и пробега при этом уменьшается. Попутный ветер оказывает на посадку обратное влияние и здесь нельзя допускать посадку с «перелетом».

На самолете Як-52 посадка при боковой составляющей ветра более 6 м/с запрещена. Выполнения посадки при меньшей боковой составляющей ветра требует устранения сноса самолета за счет полета со скольжением (или с упреждением в курсе). К концу выдерживания крен самолета должен быть убран. Удержание самолета на полосе при боковом ветре требует отклонения руля направления, поэтому эффективное торможение невозможно, что приведет к увеличению длины пробега.

При посадке с неотклоненными щитками приходится выдерживать повышенные скорости планирования (170 км/ч), посадочная скорость при этом так же возрастает, что приводит к увеличению посадочной дистанции.

3. 
   Ошибки при выполнении посадки. Особенности вынужденной посадки
   

Характерными ошибками на посадке являются: высокое выравнивание, взмывание и отделение от земли.

Высокое выравнивание можно исправлять, если оно закончено на высоте 1.5…2 м. Причиной высокого выравнивания чаще всего является планирование на повышенной скорости. При исправлении разрешается немного отдавать ручку от себя до высоты 1 м. Если выравнивание закончено на высоте более 2 м, следует плавно увеличить обороты и уйти на второй круг.

При взмывании в первой его фазе (при высокой скорости) необходимо отклонением ручки от себя прекратить удаление от земли, дождаться снижения самолета до высоты 0.75…1 м, а затем плавно и соразмерно выбирать ручку на себя.

При взмывании во второй фазе выдерживания ручку необходимо только задержать и, по мере снижения самолета, ее необходимо плавно выбирать на себя.

Если взмывание произошло до высоты более 2 м необходимо уходить на второй круг.

При скоростном отделении самолета от земли необходимо задержать ручку или немного отдать ее от себя до прекращения удаления, а затем выбирать ее на себя.

При нескоростном отделении самолета от земли ручку необходимо только задержать.

1. 
   Оси вращения самолета. Равновесие сил и моментов.
   

z₁ y₁

о о

x₁

Точка О (начало системы координат) обычно совмещается с центром тяжести самолета.

Моменты, действующие относительно этих осей, называются:

М_х - момент крена (вызывает появление угла крена);

М_у – момент рыскания (вызывает появление угла скольжения);

М_z – продольный момент или момент тангажа (вызывает изменение углов атаки и тангажа самолета).

Если проекции суммарных сил на эти оси равны нулю, то говорят о равновесии сил, действующих на самолет. Если равны нулю суммарные моменты, действующие относительно этих осей, то говорят о равновесии моментов. При этом самолет совершает установившийся полет.

Равновесие сил и моментов может быть устойчивое, нейтральное и неустойчивое. В соответствии с этим вводится понятие устойчивости самолета.

Устойчивость – это способность самолета без вмешательства летчика возвращаться к исходному режиму полета после прекращения действия случайного возмущения.

Статическая устойчивость – это способность самолета без участия летчика создавать силы и моменты, направленные на устранение действия возмущения

Для простоты рассмотрения устойчивость разделяют на продольную (силы действуют в плоскости симметрии самолета) и боковую.

2. 
   Центровка самолета. Виды центровок
   

Центровкой называют координату цента тяжести самолета, отмеренную от носка средней аэродинамической хорды (САХ) и выраженную в процентах ее длины.

Различают предельно переднюю центровку (для Як-52 17%), предельно заднюю центровку (для Як-52 25%) и нейтральную центровку (для Як-52 30%).

При нейтральной центровке самолет не реагирует на изменение угла атаки. При предельно передней центровке самолет устойчив, но может быть тяжел в управлении. При предельно задней центровке самолет легко управляем и достаточно устойчив по углу атаки и перегрузке.

Урок 2.

1. 
   Продольная устойчивость самолета
   

При рассмотрении устойчивости и управляемости самолета используется понятие фокуса самолета.

Аэродинамический фокус – это точка приложения приращения подъемной силы, вызванного изменением угла атаки. Его координата примерно совпадает с координатой нейтральной центровки самолета.
а) Продольная статическая устойчивость по перегрузке – это способность самолета без участия летчика создавать силы и моменты, направленные на восстановления исходного угла атаки при его случайном изменении.

Y

ΔY

G V Δα

Gsin Θ

G

- условие устойчивости самолета по скорости.

Урок 3.

1. 
   Работа руля высоты и триммера
   

При дозвуковых скоростях полета отклонение руля высоты вызывает изменение давления по всей поверхности горизонтального оперения.

Аэродинамическая сила на нем получается достаточно большой и эффективность руля высоты оказывается высокой:

M_{z рв} = Y_го * x _го .



Y₁
Y₂

х₁

х₂

Изменение распределение давления на самом отклоненном руле высоты приводит к появлению на нем аэродинамической силы Y₁, которая на плече х₁ создает шарнирный момент руля высоты M_{ш рв} = Y₁ x₁, стремящий поставить руль в нейтральное положение. Для удержания руля в отклоненном положении летчик прикладывает усилие к ручке управления. Это усилие с ручки управления можно снять за счет отклонения триммера, который создает маленькую силу Y₂, но на большом плече х₂. Эта сила способна создать момент, равный по величине шарнирному, но противоположный по знаку.

2. 
   Продольная управляемость самолета
   

Продольная управляемость - это способность самолета изменять углы атаки и скорость полета при отклонении летчиком руля высоты.

а) В прямолинейном полете (балансировка).

При увеличении скорости, чтобы не увеличивалась подъемная сила и сохранялась горизонтальность полета, летчик должен уменьшать угол атаки, для чего он отдает ручку управления от себя (отклоняет руль высоты вниз). Это процесс называется балансировкой самолета, а кривая зависимостей отклонения руля высоты, ручки управления или усилий на ней от скорости полета называется балансировочной диаграммой.
Р_В давить

V
тянуть

б) Управляемость в криволинейном полете – это способность самолета изменять угол атаки и перегрузку в ответ на отклонение летчиком руля высоты.

Продольная управляемость в криволинейном полете оценивается градиентами отклонения руля высоты, ручки управления или усилий на ней по перегрузке.

- это градиент усилий на ручке управления по перегрузке, численной равный величине прироста тянущего усилий на ручке управления для изменения нормальной перегрузки на единицу.

Самолет Як-52 обладает хорошими характеристиками продольной управляемости в криволинейном полете. Дополнительные усилия, которые надо приложить к ручке управления для изменения нормальной перегрузки на единицу изменяются от 4 до 10 кГ в зависимости от центровки самолета, скорости полета, режима работы двигателя. Для увеличения нормальной перегрузки на единицу к ручке надо прикладывать тянущее усилие, которое считается отрицательным.

Урок 4.

1. 
   Боковая устойчивость самолета
   

Боковая устойчивость самолета определяется наличием и соотношением путевой и поперечной устойчивости.

Путевая (флюгерная) статическая устойчивость – это способность самолета без участия летчика создавать силы и моменты, направленные на устранение угла скольжения. Она обеспечивается за счет силы, возникающей на вертикальном оперении самолета при его обтекании под углом скольжения. Точка приложения этой силы называется боковым аэродинамическим фокусом.

Условием путевой статической устойчивости самолета является заднее относительно центра тяжести положение бокового аэродинамического фокуса: х_{F бок} > x_Т. При этом создается момент M_Y = Z_β (х_Т – х_{F бок}), разворачивающий самолет и стремящийся устранить угол скольжения.

Поперечная статическая устойчивость – это способность самолета без вмешательства летчика, развитием скольжения на опущенное полукрыло, создавать силы и моменты, направленные на устранение исходного угла крена.


Условием поперечной статической устойчивости является верхнее относительно цента тяжести расположение бокового аэродинамического фокуса: Y_{F бок} > Y_Т.
При этом создается момент М_Х = Z_β (y_Т – y_{F бок}), направленный на устранение угла скольжения.



M_X

Z_β

Боковая устойчивость самолета обеспечивается при условии, что в боковом движении максимальная угловая скорость устранения крена будет равна или не более чем в 2,5 раза больше максимальной угловой скорости устранения угла скольжения.

2. 
   Боковая балансировка самолета.
   

а) В прямолинейном полете без скольжения.

Самолет Як-52 с винтом левого вращения за счет силы реакции винта и косой обдувки вертикального оперения имеет тенденцию к развороту вправо и кренению в правую сторону. Уравновешивание этих моментов моментами от отклонения руля направления и элеронов и является боковой балансировкой самолета в прямолинейном полете без скольжения. При такой балансировке летчик давит на левую педаль и отклоняет влево ручку управления. Для снятия усилий с рычагов управления на руле направления и элеронах самолета Як-52 имеются специальные пластинки, которые отгибаются и действуют так же как триммер. Снять усилия на педалях и ручке управления по крену удается только для какой-то определенной скорости (обычно 250 км/час).
б) В прямолинейном полете со скольжением.

Если необходимо лететь прямолинейно и при этом иметь угол скольжения, то летчик отклонением педали удерживает самолет от устранения угла скольжения. Для компенсации возникающих при этом боковой силы и момента крена летчик накреняет самолет и отклоняет ручку управления в сторону противоположную данной педали. В зависимости от потребного угла скольжения необходимо отклонять педали и ручку управления на определенную величину и соответственно прикладывать к ним определенные усилия. Графики этих зависимостей могут служить характеристиками боковой управляемости самолета в прямолинейном полете со скольжением. Боковая управляемость самолета Як-52 считается хорошей. Например, для полета с углом скольжения 15⁰ требуется прикладывать усилие к педали около 50 кг.

3. 
   Боковая управляемость самолета
   

В криволинейном полете боковую управляемость принято оценивать возможностью самолета развивать угловую скорость вращения относительно продольной и нормальной осей. Обычно при пилотировании летчик для создания угловой скорости кренения отклоняет ручку управления и элероны, а для борьбы с проявлением поперечной устойчивости самолета одновременно и координировано отклоняет педаль так, чтобы не возникал угол скольжения (держит шарик указателя скольжения в центе). Основной характеристикой управляемости при этом будет градиент усилий по угловой скорости кренения самолета. Для Як-52 для задания угловой скорости кренения в 1 рад/с требуются усилия на ручке от 5 до 10 кг в зависимости от скорости полета.

жүктеу/скачать 0.7 Mb.

Достарыңызбен бөлісу: