Маневренные характеристики самолёта

Маневренностью самолёта называется его способность изменять положение в пространстве, скорость, высоту и направление полёта за определенный промежуток времени.

 

 

7.1 ОБЩИЕ И ЧАСТНЫЕ ПОКАЗАТЕЛИ МАНЕВРЕННОСТИ

 

Оценка маневренности производится с помощью общих и частных показателей.

    Общие показатели не зависят от вида маневра и определяются характеристиками самолёта и двигателя.

    Важнейшими общими показателями являются располагаемые перегрузки. От их величины зависят время выполнения маневра, кривизна и угловая скорости поворота траектории при маневре.

    К частным показателям относятся характеристики конкретных маневров, например, время выполнения того или иного маневра.

    Зная общие показатели, программу маневра и граничные условия, можно определить значение того или иного частного показателя.

    Рассмотрим располагаемые перегрузки при полёте самолёта без скольжения.

    Располагаемые нормальные перегрузка определяется следующим образом:

              .

Так как условиями безопасности полёта ограничено допустимое значение , то располагаемая перегрузка будет равна .

В процессе эксплуатации самолёта должно соблюдаться условие: .

    При больших скоростных напорах нормальная располагаемая перегрузка  ограничена требованиями прочности конструкции: .

    Величина  задается нормами прочности: для маневренных самолётов » 8…9 и более для спортивных; для неманевренных самолётов

» 2,5…3,8.

    Величина длительной перегрузки (десятки секунд) ограничивается физическими возможностями летчика.

    Положительная нормальная перегрузка, прижимающая летчика к сиденью, переносится легче, чем отрицательная. Во время маневра тренированный летчик может исполнять свои функции при , а в противоперегрузочном костюме до . Наклон сидения позволяет увеличить допустимую перегрузку в направлении “грудь-спина”.

При отрицательной перегрузке < 0 летчик повисает на ремнях и испытывает неприятные ощущения.

    Предельная отрицательная перегрузка  равна – 1.

    Для пассажирских самолётов допустимый диапазон перегрузок:

0,5£  определяется из условия комфорта перегрузок

    Располагаемая тангенциальная перегрузка равна

                      

Отсюда видно, что располагаемые значения тангенциальной перегрузки  зависят от тяги двигателей Р и величины силы лобового сопротивления .

В свою очередь, Р и  зависят от , а через поляру самолёта – от  при маневре, а следовательно и от .    Таким образом: .

Максимальное располагаемое  при заданных  и  достигается при максимальной тяге двигателя: . С ростом  располагаемое значение  уменьшается из-за увеличения индуктивного сопротивления при больших .

Наибольшее значение  достигается на старте самолёта при

и : .

Например, для ИЛ-62М: , и . Отметим, что ограничения на  не накладываются.

    Минимальное значение  при заданных значениях Н и V достигается при  (на режиме малого газа)

                       .

Для маневренных самолётов  можно дополнительно уменьшить за счет выпуска воздушных тормозов.

 

7.2 ВЛИЯНИЕ НОРМАЛЬНОЙ СКОРОСТИ ПЕРЕГРУЗКИ НА ДИАПАЗОН ВЫСОТ И СКОРОСТЕЙ ПРИ ИЗОЭНЕРГЕТИЧЕСКИХ МАНЕВРАХ

 

Движение самолёта по изоэнергетическим траекториям  осуществляется при , т.е. когда тангенциальная перегрузка . Изоэнергетические маневры могут выполняться при различных значениях нормальной перегрузки .

    Определим потребные тягу и скорость при различных значениях .

При маневре с перегрузкой :

    ; .                                      (7.1)

    ;      .               (7.2)

В установившемся прямолинейном горизонтальном полёте с перегрузкой :

    ; .                              (7.3)

    ;  .                        (7.4)

    Установим связь между потребными тягами и скоростями при маневре и в установившемся горизонтальном полёте при одинаковых углах атаки. Для простоты анализа будем считать, что влияние сжимаемости воздуха на аэродинамические характеристики. В этом случае зависимость  однозначна и при одинаковых углах атаки:  и .

    Разделим (7.2) на (7.4), а (7.1) на (7.3). Тогда:

    , откуда ,                   (7.5)

    , откуда .                         (7.6)

    Из (7.5) и (7.6) видно, что при  потребные тяги и скорости будут больше, чем в установившемся прямолинейном горизонтальном полёте при одинаковых углах атаки на той же высоте полёта. Этот вывод остается в силе и при учете влияния сжимаемости воздуха на аэродинамические характеристики, когда . Изменяются только количественные соотношения.

    Используя выражения (7.5) и (7.6), построим кривые

для различных значений  (рис. 7.1).

              рис.7.1

    Сделаем общий вывод: при изоэнергетическом маневре с  сужается диапазон скоростей и высот установившегося полёта.

 

7.3 ХАРАКТЕРНЫЕ МАНЕВРЫ САМОЛЁТА В ВЕРТИКАЛЬНОЙ ПЛОСКОСТИ

 

Типичные маневры самолёта в вертикальной плоскости  выполняются без крена и скольжения.

    В этом случае для расчета вертикальных маневров используются уравнения движения центра масс самолёта в виде:

                                                        (7.7)

    Рассмотрим два характерных маневра самолёта в вертикальной плоскости: пикирование и горку.

    Пикированием самолёта называется неустановившееся снижение с углом наклона траектории более 30°, которое сопровождается быстрой потерей высоты. Различают пологое (угол  до 45°) и крутое ( >45°) пикирование.

Траекторию пикирования условно можно разбить на три участка (рис. 7.2).

 

 

Рисунок 7.2 –Траектория пикирования: а – обычный ввод; b–ввод с креном 90⁰; с – ввод с переворотом

Ввод в пикирование – криволинейныйучасток 1-2 – служит для перехода от горизонтального полёта к снижению.Прямолинейный участок 2-3 – с углом наклона траектории .Вывод из пикирования – криволинейный участок 2-3 – для перехода к горизонтальному полету.

    Из второго уравнения системы (7.7) следует, что на участке ввода в пикирование, где , величина нормальной скоростной перегрузки должна удовлетворять условию: ; на прямолинейном участке, где , и на участке вывода, где .

    Рассмотрим ввод в пикирование и вывод из пикирования.

При обычном вводе в пикирование из горизонтального полёта лётчик отклоняет руль высоты вниз, уменьшая угол атаки , и, следовательно, подъёмную силу . В результате: . Возникшая центростремительная сила искривляет траекторию полёта вниз. Чтобы траектория была криволинейной, необходимо на всем участке ввода выдерживать перегрузку . Чем меньше , тем круче ввод в пикирование – меньше радиус кривизны траектории. Однако, отрицательные перегрузки, превышающие по модулю 0,5…1,0, обычно недопустимы. Как только достигнут необходимый угол наклона траектории, лётчик, увеличивая угол атаки , переводит самолёт в прямолинейный полёт, сохраняя перегрузку .

К недостаткам такого метода ввода самолёта в пикирование относятся: отсутствие видимости цели во время ввода и ограничение по предельным отрицательным перегрузкам. Поэтому на практике часто применяется ввод

в пикирование с разворотом, получающимся при накренении самолёта на угол, близкий к 90°.

При этом лётчик хорошо видит цель, траектория искривляется под действием только силы тяжести, как в случае с нулевой перегрузкой.

    Применяется также метод ввода с переворотом самолёта на 180°, позволяющий использовать большие положительные перегрузки и значительно уменьшить радиус ввода, но требующий высокой квалификации лётчика.

    Для вывода самолёта из пикирования надо создать центростремительную силу, искривляющую траекторию вверх. С этой целью, отклоняя руль высоты вверх, летчик увеличивает угол атаки , создавая перегрузку . Для быстрого вывода с целью меньшей потери высоты надо создавать предельную положительную перегрузку. В процессе вывода угол  увеличивается до конечного значения  (в частном случае , что соответствует горизонтальному полёту). Расчет траекторий ввода и вывода выполняется численным методом решения уравнений (7.7).

    Так как граничные условия на участках ввода и вывода заданы по углу  (выход на угол  для участка ввода и на – для вывода из пикирования), то при численном интегрировании уравнений на этих участках целесообразно задавать не программу управления , а закон управления . Для этого уравнения (7.7) надо преобразовать к новой независимой переменной .

    Разделив первое и третье уравнения на второе, получим

                                                            (7.8)

    В процессе численного интегрирования этих уравнений определяются изменение скорости и высоты полёта на участках ввода и вывода при выбранных законах управления: .

    Рассмотрим прямолинейный участок пикирования. На этом участке: . Тогда уравнения (7.7) принимают вид:

                                                              (7.9)

    Как только в процессе ввода в пикирование угол  становится близким

к заданному , лётчик увеличивает угол атаки , переводит самолёт

в прямолинейный полёт, сохраняя перегрузку

Для численного интегрирования системы уравнений (7.9) за независимую переменную удобнее принять высоту Н.

Разделив первое уравнение на третье, получим:     

                                                   (7.10)

Так как скорость увеличивается, а высота уменьшается, то при снижении самолёта увеличивается скоростной напор . Поэтому при численном интегрировании выражения (7.10) надо контролировать величину  так, чтобы выполнялось условие: .

Во избежание превышения  используется выпуск воздушных тормозов. Тягу в  можно принять равной нулю, если нежелателен быстрый рост скорости. Наоборот, тяга принимается максимальной (), если целью пикирования является быстрый разгон самолёта.

Из второго уравнения системы (7.9) следует, что . То есть

по мере роста  угол атаки на прямолинейном участке должен уменьшаться.

    Горкой называется маневр самолёта в вертикальной плоскости по

-образной траектории, выполняемый для быстрого набора высоты или для воздушной цели. Различают пологую горку с углом наклона траектории на прямолинейном участке  до 45° и крутую горку с углом > 45°. Траектория горки состоит из трех (или двух) криволинейных участков (рисунок 7.3):

 

Рисунок 7.3 – Траектория горки: а – обычный вывод; b – вывод с переворотом (полубочкой)

 

    Обычно при выполнении горки скорость самолёта непрерывно уменьшается, так как происходит переход кинетической энергии в потенциальную. Однако на форсированном режиме работы двигателя горка может выполняться с постоянной скоростью или с увеличением скорости.

    Для расчета горки используются те же уравнения движения (7.7), что и для пикирования.

    Из второго уравнения следует, что на участке ввода в горку, где , величина ; на прямолинейном участке, где ,  и на участке вывода, где .

    Для ввода самолётав горку лётчик увеличивает угол атаки, создавая перегрузку . Самолёт переходит в криволинейный полёт по восходящей траектории. Желателен быстрый ввод в горку, чтобы быстрее достичь . Поэтому ввод целесообразно осуществлять с предельной положительной перегрузкой . При этом надо следить затем, чтобы .

    Криволинейный вывод из горки совершается с перегрузкой . Для быстрого вывода из горки надо создать предельную отрицательную перегрузку. При этом . В конце выхода надо увеличивать угол атаки. Если после горки должен следовать горизонтальный полёт, то необходимо, чтобы в конце горки скорость V была больше  на заданной высоте. Если горизонтальный участок полёта необязателен, то скорость V в конце горки должна быть больше . На участках ввода и вывода целесообразно, как и в пикировании, за независимую переменную выбрать не время, а угол . Расчет изменения  на этих участках производится методом численного интегрирования уравнений (7.8).

 Расчет ввода в горку и вывода из нее производится также как и расчет вывода и ввода в пикирование.

    Рассмотрим прямолинейный участок горки. Как только в конце ввода в горку угол  достигает , лётчик переводит самолёт в прямолинейный набор высоты с постоянной перегрузкой  или . Отсюда 

              .

Угол атаки  сначала должен быть уменьшен, так как , а затем, вследствие уменьшения скоростного напора , должен увеличиваться при условии: . При расчете параметров движения за независимую переменную удобнее брать Н и проводить численное интегрирование.