П. Т. Бехтир, В. П. Бехтир практическая аэродинамика
жүктеу/скачать 3.39 Mb.
|
- Бұл бет үшін навигация:
- ОГЛАВЛЕНИЕ
- Основные характеристики силовой установки
- Набор высоты
- Виражи и развороты самолета
- Устойчивость и управляемость
- Полет при несимметричной тяге
- Характеристики прочности самолета и особенности полета в неспокойном воздухе
- Особенности полета при обледенении
- 1.2. Аэродинамические характеристики самолета
- Аэродинамические характеристики самолета с убранным шасси и механизацией крыла для малых чисел М.
- Аэродинамические характеристики самолета при различных числах М.
- 1. Уравнение состояния газа.
- 2. Звук, скорость звука и число М.
| П. Т. БЕХТИР, В. П. БЕХТИР
ПРАКТИЧЕСКАЯ АЭРОДИНАМИКА САМОЛЕТА Ил-76Т
МОСКВА «МАШИНОСТРОЕНИЕ» 1979 ОГЛАВЛЕНИЕ Стр. Глава 1. Конструктивно-аэродинамические особенности и характеристики самолета 4 1.1. Геометрические характеристики самолета и их аэродинамическое обоснование 5 1.2. Аэродинамические характеристики самолета 9 1.3. Механизация крыла 25 Глава 2. Основные характеристики силовой установки 30 2.1 Тяга двигателя и удельный расход топлива 30 2.2. Дроссельная характеристика двигателя 32 2.3. Зависимость тяги двигателя и удельного расхода топлива от скорости полета 35 2.4. Зависимость тяги двигателя и удельного расхода топлива от высоты полета 36 Глава 3. Горизонтальный полет 37
Глава 4. Взлет 47 4.1. Общие сведения о взлете 47 4.2. Нормальный взлет 51 4.3. Взлетные характеристики самолета 56 4.4. Особенности взлета с грунтовых ВПП 66 4.5. Особые виды взлета 68 Глава 5. Набор высоты 72 5.1. Общие сведения о наборе высоты 72 5.2. Порядок набора высоты 74 Глава 6. Снижение 77 6.1. Общие сведения о снижении 77 62. Порядок снижения с эшелона полета 79 6.3. Экстренное снижение 80 Глава 7. Виражи и развороты самолета 81 Глава 8. Посадка самолета 83
круг 84
посадки 92
9.1. Общие сведения о балансировке, устойчивости и управляемости 97 9.2. Центровка самолета и ее расчет 98 9.3. Продольное равновесие и устойчивость самолета 101 9.4. Продольная управляемость 111 9.5. Боковое равновесие, устойчивость и управляемость 118 9.6. Особенности боковой устойчивости и управляемости само- лета ИЛ-76Т 125 Глава 10. Полет при несимметричной тяге 130 10.1. Поведение самолета при отказе одного или двух двигателей, расположенных на одной половине крыла 130
Глава 11. Характеристики прочности самолета и особенности полета в неспокойном воздухе 142 11.1. Характеристики прочности и летные ограничения самолета 142 11.2. Особенности полета в неспокойном воздухе 143 Глава 12. Особенности полета при обледенении 147 Глава 1. КОНСТРУКТИВНО-АЭРОДИНАМИЧЕСКИЕ ОСОБЕННОСТИ И ХАРАКТЕРИСТИКИ САМОЛЕТА Скоростной реактивный дозвуковой самолет Ил-76Т предназначен для перевозки крупногабаритной техники и грузов на магистральных авиалиниях с коммерческой нагрузкой 40000 кгс при эксплуатации на бетонированных ВПП и 30000 кгс — на грунтовых с крейсерской скоростью 800—850 км/ч. Самолет Ил-76Т (рис. 1) представляет собой свободнонесущий моноплан с верхнерасположенным стреловидным крылом, однокилевым Т-образным стреловидным оперением, пятиопорным шасси и турбореактивной силовой установкой. Шасси самолета состоит из четырех основных и одной передней опоры. На каждой опоре установлено по четыре колеса. Колеса основных опор тормозные, а передней — управляемые. Силовая установка самолёта состоит из четырех двухконтурных турбореактивных двигателей Д-30КП, установленных под крылом на пилонах. Двигатели имеют устройство для реверсирования тяги. Сравнительно большая энерговооруженность самолета, эффективная механизация крыла—трехщелевые выдвижные закрылки, предкрылки, тормозные щитки и спойлеры (гасители подъемной силы), реверсирование тяги двигателей и надежные тормоза колес обеспечивают хорошие взлетно-посадочные характеристики на бетонированных ВПП, а также позволяют выполнять взлет и посадку на грунтовых аэродромах. Вспомогательная силовая установка (ВСУ) обеспечивает запуск двигателей в воздухе, питание системы кондиционирования воздуха в кабинах самолета на земле и питание электросети самолета переменным и постоянным током. Система управления рулевыми поверхностями самолета (рулями, элёронами и гасителями подъемной силы) бустерная и выполнена по необратимой схеме, т. е. по всем трем каналам управления имеет необратимые бустерные рулевые гидроприводы, отклоняющие рулевые поверхности при перемещении рычагов управления пилотом или по сигналам системы автоматического управления (САУ). Так как бустеры работают по необратимой схеме, то усилие на рычагах управления пилотов практически отсутствует. Для имитации этих усилий применяются пружинные загрузочных устройства (загружатели). Наряду с бустерным управлением возможно и прямое безбустерное. В обоих случаях усилия пилота на рычагах управления снимаются: при бустерном управлении механизмами триммерного эффекта (МЭТ), а при безбустерном триммерами и пружинными сервокомпенсаторами. Гасители подъемной силы (спойлеры) работают в элеронном и тормозном режиме. Управление предкрылками, закрылками и тормозными щитками электрогидравлическое, а стабилизатором — электромеханическое. Для обеспечения требуемых характеристик боковой устойчивости и управляемости в систему управления рулем направления и элеронами включены демпферы (гасители боковых колебаний самолета).
Рис. 1. Общий вид самолета Ил-76Т и его основные геометрические данные Пилотажно-навигационное оборудование самолета обеспечивает: автоматическое счисление навигационных параметров полета по данным автономных средств навигации и выработку управляющих сигналов для выполнения полета по заданному маршруту и для захода на посадку; измерение и индикацию пилотажно-навигационных параметров полета; автоматическое и директорное управление самолетом в полете; требуемые характеристики боковой устойчивости с помощью демпферов крена и рыскания. 1.1. ГЕОМЕТРИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ САМОЛЕТА И ИХ АЭРОДИНАМИЧЕСКОЕ ОБОСНОВАНИЕ Сводная таблица геометрических данных самолета (см. рис. 1 и 2) Размах крыла, м...... .............. 50,50 Длина самолета, м.................. 46,60 Высота самолета, м . . . . . . .......... 14,76 Фюзеляж Длина фюзеляжа, м . . . . ............. 43,25 Диаметр миделева сечения, м . .........4,80 Удлинение . . . . . . ................ 9 Длина грузовой кабины без рампы, м.......... 20 Длина грузовой кабины с рампой (до гермоперегородки), м 24,5 Ширина грузовой кабины, м . . ............ 3,45 Высота грузовой кабины, м . . . ........... . 3,4 Длина рампы, м . . . . . .............. 5 Ширина рампы (эксплуатационная), м . . ....... 3,45 Стояночный угол наклона рампы, град . . ....... 14 Расстояние от земли до пола грузовой кабины, м .... 2,2 Крыло Площадь без наплыва (по базовой трапеции), м2 .... 300 Поперечное V крыла , град . . . ......... —3 Профили ЦАГИ . . . . . . . ............ П-151 Средняя аэродинамическая хорда, м . . . ........ 6,346 Расстояние от передней кромки фюзеляжа до начала СЛХ. м 18,141 Угол установки, град: но борту фюзеляжа . . . . . ............ 3 в конце .крыла .................... О Геометрическая крутка, град . . . ........... —3 Стреловидность по 1/4 хорд, град . . ......... 25 Относительная толщина профиля, %: но борту .фюзеляжа (0.095 z= 2.4м) ...... 12,9 0,45 z= 11,4м . . . . . .............. 10,9 Относительная кривизна профиля. %: по борту фюзеляжа (0,095 z)........ 0,8 0,45z ........................ 1,4 Удлинение . . . . . . . ............... 8,5 Сужение . . . . . . . ............... 3 Угол отклонения закрылков при взлете, град. с бетонированных ВПП (звенья закрылков сомкнуты—од- нощелевые) . . . . ....... .... 30 с грунтовых (звенья закрылка раздвинуты--трехщелевые) 43 Угол отклонения закрылков при посадке, град . . . . . 43 Угол отклонения предкрылков при взлете, град: с бетонированных ВПП ............. 14 с грунтовых ..................... 25 Угол отклонения предкрылков на посадке, град . . . . . 25 Угол отклонения тормозного щитка на пробеге, град . . 40 Угол отклонения гасителей подъемной силы, град: на посадке и в полете в тормозном режиме . . . . . . 20 в элеронном режиме . . . . . ........... 20 Угол отклонения элеронов, град: вверх ....................... 28 вниз ........................ 16 Угол отклонения сервокомпенсатора при полном отклонении элеронов, град: вверх ....................... 30 вниз . . . . . . . г................ 20 Угол отклонения триммера элеронов, град ...... ±15 Горизонтальное оперение Размах, м . . . . . . ................ 17,4 Площадь, м2. . . . . . . . . ........... 63 Площадь руля высоты, м2 . . . . ........... 17,2 Стреловидность по 1/4 хорд, град ............ 30 Угол перестановки стабилизатора относительно СГФ, град от +2 до —8 Угол отклонения руля высоты, град: вверх ....................... 21 вниз . . . . . . . .................. 15 Угол отклонения триммера-флетнера РВ, град: - качестве триммера: вверх ............... 4 вниз .............7
вниз . . . . . ........ 7 Вертикальное оперение Площадь, м2. . . . . ................. 49,6 Площадь руля направления, м2 . . . ......... 15,6 Стреловидность по 1/4 хорд, град . . . ........ 38 Угол отклонения руля направления в полете, град .... ±27 Угол отклонения триммера РН, град .. . . . . . ±10 Угол отклонения сервокомпенсатора при полном отклонении РН в полете, град . . .............. ±20 Шасси Колея шасси (по внешним колесам), м ........ 8,16 База шасси, м . . . . ................. .14,17 Угол отклонения колес передней опоры, град: при рулении ... ... .......... ±50 на взлете и посадке . . . ±7
внутреннего . . . . . . .............. 6,35 внешнего . . . . . . . . ............. 10,6 Расстояние от земли до нижней точки гондолы двигателя, м 2,55 7- -^ Рис. 2. Крыло самолета Ил-76Т: а—полетное положение механизации: б—взлетное; в—на пробеге /—предкрылок; 2—внутренний закрылок; 3—внешний закрылок; 4— внутренняя секция щитка; 5—внешняя секция щитка; 6^ внутренняя секция гасителя подъемной силы (спойлера); 7—внешняя секция гасителя подъемной силы; 8—элерон; 9—сервокомпенсатор элерона; 10— триммер на передней кромке две
Ознакомившись с конструктивной схемой и геометрическими данными самолета можно сделать следующие выводы. Высокопланное расположение крыла с подвеской двигателей на пилонах снизу и Т-образное оперение позволили получить такой характер изменения коэффициента продольного момента самолета mz=f(а), при котором обеспечивается продольная устойчивость самолета до больших углов атаки (при малых числах М до углов атаки 20 ... 22°, а при выпущенных закрылках и предкрылках на максимальный угол до а.=24..260), см. рис. 61. Благодаря этому обеспечена безопасность полета па эксплуатационных углах атаки, особенно при взлете и посадке, а также при полетах на больших высотах, где используются повышенные углы атаки. Размещение двигателей под крылом па вертикальных пилонах при схеме высокоплан обеспечивает достаточно большое их расстояние от земли (не менее 2,5 м). Вследствие этого создаются нормальные условия эксплуатации двигателей на режиме положительной тяги при взлете и посадке, а также при использовании реверсивной тяги на пробеге при посадке и прерванном взлете до скорости 50 км/ч, а в случае необходимости и до полной остановки самолета.
Средняя часть крыла (СЧК) имеет наплыв, увеличивающий его эффективную площадь. На каждой СЧК снизу установлены на пилонах по две гондолы двигателей, секции предкрылка с углом отклонения с углом отклонения 25°, на задней кромке внутренняя секция трехщелевого раздвижного и выдвижного закрылка с углом отклонения 43° и четыре секции (две внутренние и две в На каждой отъемной части крыла (ОЧК) по всей передней кромке установлены три секции предкрылка. На задней кромке установлены внешние секции закрылка с углом отклонения 400, четыре секции (две внутренние и две внешние) гасителей подъемной силы с углом отклонения 20° как в режиме торможения самолета, так и в элеронном режиме работы. Элероны установлены в конце ОЧК и отклоняются вверх на 28°, а вниз на 16°. Для разгрузки штурвала управления в безбустерном режиме каждый элерон имеет сервокомпенсатор и триммер. Угол отклонения сервокомпенсатора вверх 30°, а вниз 20° при полном отклонении элерона. Триммер отклоняется вверх и вниз на 15°.
Обратное V крыла минус 3° понижает степень поперечной устойчивости самолета, что обеспечивает боковую устойчивость до больших углов атаки. Наличие наплыва крыла кроме увеличения эффективной площади вызывает уменьшение относительной кривизны и толщины профиля, что способствует увеличению Мкр. Значительное повышение Мкр крыла достигается его стреловидностью 25°.
Критическое число Мкр оперения несколько больше Мкр крыла. Это достигается большей стреловидностью, меньшей относительной толщиной, меньшим удлинением, отсутствием кривизны профиля и меньшими углами атаки чем у крыла. Благодаря этому обеспечиваются нормальные характеристики устойчивости и управляемости на больших числах М. 1.2. Аэродинамические характеристики самолета Значения аэродинамических характеристик самолета определяются опытным путем в аэродинамических лабораториях, уточняются в процессе летных испытаний и даются в виде графиков. Обычно даются графики зависимости коэффициента подъемной силы Су от угла атаки и поляры самолета, выражающей зависимость коэффициента Су от коэффициента Сх самолета, т. е. Су=f(Сх). На рис. 3 изображены графики аэродинамических характеристик самолета Ил-76Т при различной конфигурации, т. е. при различном положении шасси и механизации крыла. Аэродинамические характеристики самолета с убранным шасси и механизацией крыла для малых чисел М. По этим графикам на рис. 3 (кривые 1 и 1') можно определить: 1. Аэродинамические характеристики самолета на каждом угле атаки. Для этого на оси абсцисс кривой Су==f() находим заданный угол атаки а, а на оси ординат — значение Су, на поляре — значение Су и Сх, соответствующие . По значениям Су и Сх вычислим аэродинамическое качество К=Су/Сх и угол качества 
2. Точка пересечения кривой Су = f() с осью абсцисс даст значение угла атаки нулевой подъемной силы о, который равен 1,5°. При этом угле атаки Су=0, К=0, а Сх0=0,023=Схmin. Как видим о положительный. Это объясняется тем, что за угол атаки самолета принимается угол атаки корневой части крыла. Известно, что крыло имеет геометрическую крутку кр = - 3°, при этом угол установки корневой части крыла 30, а в конце крыла 0°. Поэтому, если корневая часть крыла имеет угол атаки о= 1,5°, то концевая часть имеет о = -1,5°. Кроме того, при о =1,5° фюзеляж имеет отрицательный угол атаки (-1,5°), а на стабилизаторе также отрицательный, но больше по абсолютной величине. Следовательно, на о=1,5° корневая часть крыла создает положительную подъемную силу, а концевая часть крыла, фюзеляж и горизонтальное оперение создают такую же отрицательную подъемную силу. В результате Су=0 при о = 1,5°. Это явление справедливо и на других углах атаки. Поэтому необходимо всегда учитывать, что угол атаки в концевой части крыла на 3° меньше чем корневой. 4. Проведя касательную к графикам параллельно оси абсцисс, определим величину Сy max =1,42 , которая соответствует критическому углу атаки кр =20°. 5. Кривая Су=f(а) на значительном диапазоне углов атаки (до =17 ... 18°) представляет почти прямую. Это указывает на то, что Сy возрастает пропорционально увеличению угла атаки. При углах атаки более 17 ... 18° рост Су замедляется. Это объясняется тем, что начиная с углов атаки 180 нарушается плавность обтекания по задней кромке крыла. Наличие вихрей на верхней поверхности профиля вызывает некоторое уменьшение средней величины разрежения над крылом. Вихреобразование в полете сопровождается появлением слабой тряски, которая с дальнейшим увеличением углов атаки усиливается. Появление тряски предупреждает пилота о выходе самолета на углы атаки, близкие к критическому. Для обеспечения безопасности полета необходимо знать срывные углы атаки и соответствующие им приборные скорости, при которых возможна потеря равновесия самолета. Аэродинамические характеристики самолета при различных числах М. Самолет Ил-76Т имеет ограничения максимальной скорости полета по числу М= 0,77. Эти ограничения вызвать прежде всего ненормальной работой крыла и хвостового оперения на больших числах М. Так, при числах М>Мкр, происходит смешанное обтекание крыльевых профилей, т. е. на профиле крыла имеет место дозвуковое обтекание, звуковое и образуются местные сверхзвуковые зоны, которые заканчиваются скачками давления. Сверхзвуковые зоны обтекания характеризуются значительными разрежениями воздуха, в результате чего при смешанном обтекании крыльевых профилей значительно изменяется картина распределения давления по профилю и как следствие изменяется величина аэродинамических характеристик, характеристик устойчивости и управляемости, возникают вибрации самолета. Большинство из этих явлений представляют большую опасность для полета. Для выяснения этих явлений в полете необходимо рассмотреть работу крыла на различных числах М. Для этой цели следует напомнить рад общих положений из аэродинамики больших скоростей. 1. Уравнение состояния газа. Состояние всякого газа характеризуется его плотностью, температурой и давлением. Зависимость между статическим давлением газа, его плотностью и абсолютной температурой выражается уравнением состояния идеального газа 
где р — статическое давление газа, кгс/м, — массовая плотность газа в кгс-с2/м4, R — постоянная величина, называемая газовой постоянной кгс м /кгс град. Газовая постоянная определяется опытным путем: для воздуха R =29,27 кгс м/кгс град ; Т — абсолютная температура газа. Из уравнения видно, что величина статического давления газа находится в прямой зависимости от его плотности, абсолютной температуры и газовой постоянной.
Скорость распространения звука в любом газе может быть определена по формуле: Подставив значение р в формулу, получим г Скорость звука в любом газе зависит от природы газа, так как k и R для разных газов различны. Кроме того, скорость звука находится в прямой зависимости от абсолютной температуры. При большей температуре скорость движения молекул воздуха и его упругость больше, поэтому процесс сжатия распространяется с большей скоростью. При t=15°С, T=288К, а=340,4м/с2 1225 км/ч. С поднятием на высоту температура воздуха понижается на каждые 1000 м высоты на 6,5° С; вследствие чего скорость звука уменьшается в среднем на 4 м/с. На высотах от 11 000 до 25 000 м температура воздуха не изменяется, следовательно, скорость звука остается постоянной. На Н=11000 ... 25000 м, t=— 56,5°С, Т=216,5К а=292,2 м/с 1063 км/ч. Скорость звука связана со сжимаемостью воздуха, поэтому она может служить критерием при оценке влияния сжимаемости воздуха па полет самолета с большими скоростями. Влияние сжимаемости воздуха на аэродинамические и летные характеристики самолета зависит от того, насколько скорость полета самолета близка к скорости звука. Многие явления в полете, в том числе и небезопасные (ухудшение устойчивости и управляемости, вибрация самолета и т. п.), зависят от сжимаемости воздуха, а следовательно, и от скорости звука. Поэтому экипажу самолета необходимо точно знать, как близка скорость полета самолета к скорости звука. Приборы, которые замеряют приборную и истинную скорости, определить близость скорости полета к скорости звука не могут, так как скорость звука в воздухе непостоянна. Следовательно, для контроля полета необходимо иметь прибор, который мог бы точно определить, как близка скорость полета к скорости звука. Таким прибором является указатель числа М. Число М выражается отношением истинной скорости полета к скорости звука, т. е. М=V/а. Из этого определения следует, что дозвуковой полет характеризуется числом М<1, звуковой М=1, а сверхзвуковой М>1. Большинство современных транспортных. самолетов являются дозвуковыми и имеют ограничения по числу М. Для самолета Ил-76Т для всех элементов полета, включая и экстренное снижение, максимально допустимое число М равно 0,77.
жүктеу/скачать 3.39 Mb. Достарыңызбен бөлісу:
|
нешние) тормозного щитка с углом отклонения 40°. Благодаря заднему наплыву СЧК стреловидность закрылка и тормозного щитка небольшая, что способствует повышению их эффективности.
