УЧРЕЖДЕНИЕ ОБРАЗОВАНИЯ «БЕЛОРУССКАЯ ГОСУДАРСТВЕННАЯ АКАДЕМИЯ АВИАЦИИ» Факультет гражданской авиации Кафедра организации движения и обеспечения безопасности на воздушном транспорте СОГЛАСОВАНО Заведующий кафедрой ОД и ОБ на ВТ ____________Дубовский А.В. «___» __________ 2019г. СОГЛАСОВАНО Декан факультета гражданской авиации __________Ноздрин-Плотницкий В.И. «___» __________ 2019г. А УЧЕБНО-МЕТОДИЧЕСКИЙ КОМПЛЕКС ПО УЧЕБНОЙ ДИСЦИПЛИНЕ БГ А «Основы аэродинамики и динамика полетов» Учебная программа учреждения высшего образования по учебной дисциплине для специальности: 1-44 01 05 01 «Организация движения и обеспечение полетов на воздушном транспорте» Составитель: А.В. Дубовский Рассмотрено и утверждено на заседании научно-методического совета протокол № ___ 2019 г. 1 «___» ____________ 2019г. СОДЕРЖАНИЕ ПОЯСНИТЕЛЬНАЯ ЗАПИСКА ........................................................................ 6 ТЕОРЕТИЧЕСКИЙ РАЗДЕЛ ............................................................................. 8 1. ОСНОВЫ АЭРОДИНАМИКИ ....................................................................... 8 1.1. Строение и свойства атмосферы Земли ...................................................... 8 1.1.1. Строение и свойства атмосферы Земли................................................ 8 1.2. Основные уравнения и законы аэродинамики ......................................... 12 1.2.1. Параметры состояния газа. .................................................................. 12 1.2.2. Основные законы состояния и движения газа. .................................. 14 1.3. Аэродинамические силы и их коэффициенты ......................................... 18 1.3.1. Обтекание твердых тел воздушным потоком. ................................... 18 А 1.3.2 Сверхзвуковые скорости течения газа................................................. 29 1.4. Аэродинамические характеристики крыла и самолета. .......................... 35 1.4.1. Силы и моменты, действующие на самолет в полете. ...................... 35 А 2. ОСНОВЫ КОНСТРУКЦИИ ВОЗДУШНЫХ СУДОВ И АВИАДВИГАТЕЛЕЙ ......................................................................................... 45 2.1. Основы конструкции планера самолета ................................................. 45 БГ 2.1.1. Основные элементы конструкции самолета. ..................................... 45 2.1.2. Органы управления самолетом. .......................................................... 52 2.2. Основные системы воздушного судна. .................................................. 58 2.2.1. Приборное оборудование самолета. ................................................... 58 2.2.2. Органы управления механизацией и двигателями. ........................... 62 2.2.3. Электрическая система и вспомогательная силовая установка. ...... 70 2.3. Основы конструкции и виды авиационных двигателей. ........................ 75 2.3.1. Классификация авиационных двигателей. ......................................... 75 2.3.2. Характеристики реактивных двигателей. ......................................... 79 3. ОСНОВЫ ДИНАМИКИ ПОЛЕТА.............................................................. 82 3.1. Устойчивость и управляемость самолета ................................................. 82 3.1.1. Силы и моменты, действующие на самолет в полете ....................... 82 3.1.2. Продольная статическая устойчивость самолета. ............................. 89 2 3.1.3. Поперечная и путевая устойчивость и управляемость. ................. 95 3.2. ГОРИЗОНТАЛЬНЫЙ ПОЛЕТ ................................................................ 101 3.2.1. Схема сил и уравнение движения в горизонтальном полете. ........ 101 3.2.2 Скорость, потребная для горизонтального полета. .......................... 103 3.2.3. Летные характеристики самолета ..................................................... 107 3.3 ВЗЛЕТ И ПОДЪЕМ САМОЛЕТА............................................................ 112 3.3.1. Взлет самолета. ................................................................................... 112 3.3.2. Взлетные характеристики. ................................................................. 115 3.3.3. Взлетные характеристики. ................................................................. 120 3.4. СНИЖЕНИЕ И ПОСАДКА САМОЛЕТА. ............................................. 124 3.4.1. Снижение самолета............................................................................. 124 3.4.2. Планирование самолета. .................................................................... 126 А 3.4.3. Посадка самолета. ............................................................................... 129 3.5. ПИЛОТАЖ САМОЛЕТА ......................................................................... 132 А 3.5.1. Вираж и разворот самолета................................................................ 132 3.5.2. Фигуры пилотажа................................................................................ 135 3.6 ДАЛЬНОСТЬ И ПРОДОЛЖИТЕЛЬНОСТЬ ПОЛЕТА ......................... 139 БГ 3.6.1. Основные характеристики дальности и продолжительности полета ВС. .................................................................................................................. 139 3.6.2. Режимы наибольшей дальности и продолжительности полета. .... 142 ПРАКТИЧЕСКИЙ РАЗДЕЛ ........................................................................... 145 Лабораторное занятие 1.2.3. Расчет основных параметров газовых потоков. ............................................................................................................................ 147 Практическое занятие 1.3.3. Расчет основных параметров газовых потоков ............................................................................................................................ 149 Лабораторное занятие 1.3.4. Исследование коэффициента давления профиля крыла.................................................................................................. 151 Практическое занятие 1.4.2. Выполнение расчета для построения поляры крыла ................................................................................................................. 153 Практическое занятие 1.4.3. Построение поляры крыла ............................. 155 Лабораторное занятие 1.4.4. Инструментальное исследование обтекания тел газовым потоком .............................................................................................. 157 3 Лабораторное занятие 2.1.3. Ознакомление с планерами самолетов учебного аэродрома ......................................................................................... 159 Практическое занятие 2.1.4. Исследование силовых элементов планера самолета ............................................................................................................ 161 Лабораторное занятие 2.2.4. Исследование характера реагирования рулей управления на интенсивность их отклонения ............................................... 163 Практическое занятие 2.2.5. Исследование основных систем самолета .... 165 Практическое занятие 2.3.3. Исследование элементов конструкции турбореактивного двигателя ........................................................................... 167 Практическое занятие 3.1.4. Исследование устойчивости и управляемости самолета на тренажере..................................................................................... 169 Практическое занятие 3.1.5. Отклонение рычагов управления, использование триммера для устойчивого горизонтального полета на тренажере самолета.......................................................................................... 171 Лабораторное занятие 3.1.6. Выполнение предполетной проверки рулей управления. Исследование последствий изменения угла атаки на параметры горизонтального полета................................................................................... 173 Практическое занятие 3.2.4. Выполнение горизонтального полета на тренажере. ......................................................................................................... 175 Практическое занятие 3.2.5. Выполнение горизонтального полета на различных углах атаки и скоростях, используя триммер. ........................... 177 Лабораторное занятие 3.2.6. Исследование последствий изменения угла атаки на параметры горизонтального полета. ............................................... 179 Лабораторное занятие 3.3.4. Исследование последствий изменения угла атаки на параметры полета при взлете. ......................................................... 181 Практическое занятие 3.3.5. Выполнение взлета на тренажере.................. 183 Практическое занятие 3.3.6. Выполнение набора высоты на тренажере. .. 185 Практическое занятие 3.4.4. Выполнение снижения и захода на посадку самолета на тренажере..................................................................................... 187 Практическое занятие 3.4.5. Выполнение посадки на тренажере............... 189 Лабораторное занятие 3.4.6. Исследование последствий изменения угла атаки на параметры полета при заходе на посадку. ..................................... 191 Практическое занятие 3.5.3. Выполнение разворотов с различными углами крена на тренажере. ......................................................................................... 193 4 Практическое занятие 3.5.4. Выполнение полета по кругу. ........................ 195 Практическое занятие 3.5.5. Выполнение контрольного полета по кругу. 197 Практическое занятие 3.5.6. Выполнение контрольного полета по маршруту. .......................................................................................................... 199 Практическое занятие 3.6.3. Расчет дальности и продолжительности полета ВС....................................................................................................................... 201 РАЗДЕЛ КОНТРОЛЯ ЗНАНИЙ .................................................................... 203 Вопросы к зачету по учебной дисциплине «Основы аэродинамики и динамика полетов» для специальности 1-44 01 05 ....................................... 203 ВСПОМОГАТЕЛЬНЫЙ РАЗДЕЛ................................................................. 208 Учебно-методическая карта учебной дисциплины ...................................... 208 Список литературы .......................................................................................... 219 Перечень средств диагностики результатов учебной деятельности .......... 220 5 ПОЯСНИТЕЛЬНАЯ ЗАПИСКА Цель учебной дисциплины: приобретение и систематизация знаний курсантов по основам аэродинамики и динамики полетов ВС; изучение поведения ВС на основных этапах полета; выработка навыков расчетов летно-технических характеристик ВС. Задачи учебной дисциплины: овладение теоретическими и практическими знаниями аэродинамики и динамики полетов ВС для эффективного и безопасного обслуживания воздушного движения. «Основы аэродинамики и динамика полетов» относится к числу основополагающих дисциплин для диспетчеров по управлению воздушным движением, дающей понятие и закладывающей базовые знания о физических законах полета, летно-технических характеристиках воздушных судов, порядке производства расчетов. Изучая данную дисциплину, курсанты применяют знания, полученные в процессе изучения следующих дисциплин: «История воздухоплавания, авиации и космонавтики», «Высшая математика», «Инженерная графика. Начертательная геометрия», «Физика», в то же время дисциплина обеспечивает изучение следующих дисциплин: «Правила, процедуры и технология обслуживания воздушного движения»; «Организация деятельности органов аэронавигационного обслуживания»; «Организация воздушного движения». В результате изучения дисциплины курсант должен закрепить и развить следующие академические (АК) и социально-личностные (СЛК) и профессиональные компетенции, предусмотренные в образовательном стандарте ОСВО 1-44 01 05-2013 «Организация движения и обеспечение полетов на воздушном транспорте»: АК - 1. Владеть базовыми научно-теоретическими знаниями и применять их для решения теоретических и практических задач при управлении воздушного движения; АК - 2. Владеть системным и сравнительным анализом. АК-3. - Владеть исследовательскими навыками в совершенствовании воздушного движения; АК - 4.Уметь работать самостоятельно. АК - 5. Быть способным порождать новые идеи. АК-6. Владеть междисциплинарным подходом при решении проблем в управлении воздушным движением. 6 АК-7.Иметь навыки, связанные с использованием технических устройств, управлением информацией и работой с компьютером на рабочих местах диспетчера по управлению воздушным движением. СЛК-6. Уметь работать в команде. ПК -1. Обеспечивать безопасность, экономичность и регулярность полетов воздушных судов; ПК -4. Анализировать и прогнозировать развитие воздушной обстановки в целях предотвращения конфликтных ситуаций между воздушными судами; ПК -39. Анализировать и оценивать тенденции развития авиационной техники и современных технологий; В результате изучения дисциплины курсант должен знать: основные законы аэродинамики, силы и моменты, действующие на самолет на различных этапах полета, систему управления самолетом, летно–технические данные самолета и их сущность. уметь: производить расчеты и выполнять построение графиков потребных тяг, дальности и продолжительности полета, дальности планирования. владеть: первичными навыками пилотирования на авиационном симуляторе. В соответствии с учебным планом на изучение дисциплины «Основы аэродинамики и динамика полетов» отводится 186 часов, в том числе аудиторных - 114 часов. Распределение аудиторного времени по видам занятий, лекций 58 часов, лабораторных занятий 18 часов, практических занятий 38 часов, курсовая работа 20 часов. Форма получения высшего образования – очная. При изучении данной дисциплины используются такие формы текущей аттестации как дифференцированный зачет, компьютерное тестирование, курсовая работа. 7 ТЕОРЕТИЧЕСКИЙ РАЗДЕЛ 1. ОСНОВЫ АЭРОДИНАМИКИ 1.1. Строение и свойства атмосферы Земли 1.1.1. Строение и свойства атмосферы Земли 1. Газовый состав и строение атмосферы. 2. Барометрический принцип измерения высоты. 3. Стандартная атмосфера. 1. 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 (см. 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. Нижний слой атмосферы (от поверхности Земли до высоты 8 км над полюсами и 18 км над экватором) называется тропосферой. Для тропосферы характерно интенсивное перемещение воздушных масс, наличие облачности. В ней наблюдаются различные метеорологические явления: осадки, молнии, струйные течения. В этом слое атмосферы температура воздуха заметно уменьшается с высотой (в среднем на 6,5° С через каждые 1000 м), а также подвержена суточным и сезонным колебаниям. В верхнем слое тропосферы (для средних широт начиная с 11 км) температура воздуха практически неизменна и равна приблизительно – 8 56° С (217 К). Это явление носит название т р о п о п а у з ы . Толщина тропопаузы колеблется на различных широтах от нескольких сотен метров до нескольких километров. Тропопауза как и другие п а у з ы (переходные зоны между основными слоями атмосферы) отделяет тропосферу от следующего слоя – стратосферы, которая простирается до высоты приблизительно 55 км. Интересно отметить, что в верхних слоях стратосферы температура повышается до +0,8° С. Это происходит из-за поглощения молекулами озона и кислорода, находящимися на этих высотах, ультрафиолетового излучения Солнца. В нижних слоях стратосферы, как и в верхних слоях тропосферы, встречаются струйные течения шириной в сотни километров со скоростью потока до 100 – 150 м/с. Рисунок 1. Строение атмосферы Выше стратосферы располагается мезосфера. Она доходит до высоты 80 км, и в ней снова происходит постепенное понижение температуры до – 88° С. Далее до высоты 800 км следует термосфера. В этом слое лучи Солнца, ионизируя воздух, доводят его температуру до 750° С. Но вследствие малой плотности воздуха в термосфере эта высокая температура 9 не оказывает заметного воздействия на находящиеся здесь тела. Из-за сильной ионизации воздуха часть атмосферы на высотах 40 – 800 км (в основном мезосфера и термосфера) получила название ионосферы. Выше 800 км над поверхностью Земли находится экзосфера, которая является переходной зоной к космическому пространству. Практическое значение для гражданской авиации в настоящее время имеют нижние слои атмосферы: тропосфера и нижняя часть стратосферы (до высоты 20 км). 2. Известны следующие методы измерения высоты полета: барометрический, радиотехнический, инерциальный, ионизационный и т.д. Барометрический метод основан на зависимости между абсолютным давлением в атмосфере и высотой. В этом методе измерение высоты сводится к измерению абсолютного давления с помощью барометра. Барометрический метод измерения высоты полета базируется на зависимости абсолютного давления р от высоты Н, т. е. p = f1(H). При увеличении высоты атмосферное давление уменьшается. До высоты Н=11000 м оно изменяется по следующему закону, подтверждаемому многолетними наблюдениями: 1 𝜏𝜏 𝑅𝑅𝑅𝑅 𝑃𝑃 = 𝑃𝑃0 �1 − 𝐻𝐻� 𝑇𝑇0 где Ро, То – средние значения давления и температуры, применяемые равными: Ро = 760 мм. рт. ст.; То = 15о С (288о К); τ = 6,5 10-3 град/м – температурный градиент; R = 29,27 м/град – газовая постоянная. Эта формула называется стандартной барометрической, т.к. устанавливает зависимость p = f(H) для стандартной атмосферы, характеризуемой постоянными значениями Ро, То, τ и R. Если эту зависимость решить относительно Н, то получается формула, называемая гипсометрической: 𝑇𝑇0 𝑃𝑃 𝑅𝑅𝑅𝑅 𝐻𝐻 = [1 − � � 𝜏𝜏 𝑃𝑃0 10 Эти две зависимости справедливы до высоты 11 км. Для высот более 11 км при выводе барометрической и гипсометрической формул температура воздуха считается постоянной и равной Т = 216,66о К (– 56,6о С), т.е. τ = 0. Стандартные барометрическая и гипсометрическая формулы для Н > 11 км принимают вид 𝑃𝑃 = 𝑃𝑃11 𝐻𝐻−𝐻𝐻11 − 𝑒𝑒 𝑅𝑅𝑇𝑇11 𝐻𝐻 = 𝐻𝐻11 + 𝑅𝑅𝑇𝑇11 𝜂𝜂 𝑃𝑃11 𝑃𝑃 На высотах от 11 до 33 км средняя температура остается неизменной, а на Н > 33 км, начинает резко возрастать, и указанные формулы становятся неточными. 3. Параметры атмосферы зависят не только от высоты, но и от времени года и суток, координат места наблюдения и других факторов. Поэтому для удобства аэродинамических расчетов и сравнения результатов летных испытаний ЛА, проведенных при различных атмосферных условиях, используют модель атмосферы – стандартную атмосферу. Это условная атмосфера, представленная в виде распределения средних значений параметров воздуха по высоте. Параметры стандартной атмосферы, принятой в России, находятся в соответствии с Международной стандартной атмосферой и примерно равны средним значениям параметров реальной атмосферы на средних широтах в летнее время. Параметры стандартной атмосферы для нулевого уровня, в качестве которого принят средний уровень моря, называют стандартными (или нормальными) и отмечают индексом «с»: Tc = 288,15 K; pc = 101300 Па; ρc = 1,225 кг/м3; ac = 340,29 м/с; νc = 1,46 · 10–5 м2/с. Изменение параметров стандартной атмосферы по высоте представляют, как правило, в табличной форме. Однако для тропосферы (до высоты 11 км) основные параметры стандартной атмосферы приближенно можно рассчитать по следующим формулам: 𝑇𝑇H = 𝑇𝑇c −0,0065𝐻𝐻; 𝑝𝑝H = 𝑝𝑝c[1 − � 𝐻𝐻 44300 𝐻𝐻 𝜌𝜌H = 𝜌𝜌c[1 − � 11 �]5,256; 44300 �]5,256. 1.2. Основные уравнения и законы аэродинамики 1.2.1. Параметры состояния газа. 1. Параметры состояния газа и их взаимозависимость. 2. Особенности движения газа при изменении сечения струйки газа. 1. К основным параметрам состояния газов относятся; давление, абсолютная температура и удельный объем. Давление. Давлением вообще называется сила, действующая на единицу площади поверхности тела перпендикулярно последней. Давление газа есть средний результат силового воздействия громадного числа молекул газа на внутреннюю поверхность сосуда, в котором заключен газ. Молекулы газа, находясь все время в движении, ударяются о поверхность сосуда и тем самым «давят» на его стенки. Рассмотрим методы измерения давления с помощью U-образной трубки, залитой жидкостью и сообщающейся с атмосферным воздухом (рис.3). Если давление в сосуде выше атмосферного, то жидкость в левом колене трубки прибора установятся выше, чем в правом. Давление в сосуде будет, очевидно, уравновешиваться давлением атмосферного воздуха и давлением столба жидкости а трубке высотой h. Рисунок 2. Измерение давления газа в сосуде 12 Приборы, служащие для измерения давления газа больше атмосферного, называются манометрами и показывают избыточное давление газа над атмосферным. В практике избыточное давление называют манометрическим давлением. Для измерения давлений меньше атмосферного применяются вакуумметры, показывающие, насколько давление газа ниже атмосферного. Устройство манометров и вакуумметров обычно основывается на уравновешивании усилий, передающихся от тела, давление которого измеряется массой жидкости или деформацией различного рода пружин, а также нагрузкой на поршень. Температура—параметр, характеризующий тепловое состояние тела. Температура тела определяет направление возможного самопроизвольного перехода тепла от тела с большей температурой к телу с меньшей температурой. В СССР для измерения температур приняты стоградусная шкала (ГОСТ 8550—61) и абсолютная гермодинамическая шкала Кельвина, В стоградусной шкале при ps™ 101,325 кПз (760 мм рт. ст.) за 0 принимается температура таяния льда, а за 100° С — температура кипения воды. Градус, этой шкалы обозначается через С. В абсолютной термодинамической шкале Кельвина за нуль принято состояние тела, при котором тепловое движение молекул теоретически отсутствует. Из физики известно, что такое состояние наступает при температуре на 273,16° (273° С) ниже 0°С. 2. Постепенно сужающаяся по ходу газа труба называется конфузором, а постепенно расширяющаяся – диффузором (рис.45.). Рисунок 3. Конфузная и диффузная трубка Соотношение между скоростью движения газов и площадью канала (трубы) переменного сечения описывается уравнением Гюгонио: ∆𝑊𝑊 ∆𝐹𝐹 (𝑀𝑀2 − 1) = 𝐹𝐹 𝑊𝑊 где ∆W, ∆F – малые приращения (изменения), соответственно, скорости движения среды и сечения канала по которой эта среда движется. Из этого уравнения можно сделать выводы: 13 − если М<1, то знак ∆W противоположен знаку ∆F. Это означает, что при дозвуковом движении газа с возрастанием площади сечения трубы скорость движения газа уменьшается, и наоборот, 𝑉𝑉 т. е. 𝑊𝑊 = ; 𝐹𝐹 − если М>1, то знак ∆W одинаков с ∆F. Это означает, что при сверхзвуковом движении газов в суживающейся трубе движение замедляется, а в расширяющейся трубе ускоряется. Это происходит в результате того, что при расширении газа на выходе плотность его настолько сильно уменьшается, что произведение ρ·F уменьшается, несмотря на увеличение F. Это приводит в свою очередь к увеличению W т. к. 𝜌𝜌 ∙ 𝐹𝐹 ∙ 𝑊𝑊 = 𝑐𝑐𝑐𝑐𝑐𝑐𝑐𝑐𝑐𝑐, из закона сохранения массы 𝑚𝑚 = 𝜌𝜌 ∙ 𝐹𝐹 ∙ 𝑊𝑊. − если М=1, то ∆F=0 и соответственно сечение будет критическим. Критическое сечение является минимальным, т. к. при подходе к нему дозвуковой поток замедляется, а сверхзвуковой ускоряется. 1.2.2. Основные законы состояния и движения газа. 1. Уравнение сохранения массы. 2. Уравнение Бернулли. 3. Барометрический способ измерения скорости. 1. Ранее мы определили, что воздушная среда, как и любая другая газовая среда, обладает свойством неразрывности. Попробуем доказать это утверждение (выведем уравнение неразрывности). Рассмотрим какой-либо объем газа (рис. 4). В двух его сечениях имеем разное давление. За счет разности давлений (𝑝𝑝1 − 𝑝𝑝2 ) на площади S создается сила, равная: 𝐹𝐹 = (𝑝𝑝1−𝑝𝑝2) ∙ 𝑆𝑆 Рисунок 4. Расчетная схема для вывода уравнения неразрывности 14 При перемещении на расстояние L совершается работа: 𝐴𝐴 = 𝐹𝐹 ∙ 𝐿𝐿 = (𝑝𝑝1−𝑝𝑝2) ∙ 𝑆𝑆 ∙ 𝐿𝐿 Совершая работу при перемещении, мы изменяем кинетическую энергию: ∆𝐸𝐸 = 𝐸𝐸 2−𝐸𝐸 1 Кинетическая энергия равна: 𝑚𝑚 ∙ 𝑉𝑉 2 𝐾𝐾 = 2 Учитывая свойство струйки (в струйке масса неизменна), мы имеем: 𝑚𝑚∙𝑉𝑉22 𝐴𝐴 = ∆𝐸𝐸 или (𝑝𝑝1−𝑝𝑝2) ∙ 𝑆𝑆 ∙ 𝐿𝐿 = 2 − 𝑚𝑚∙𝑉𝑉12 2 Сократим левую и правую часть на произведение L S ⋅ (объем) получим следующую форму уравнения: (𝑝𝑝1−𝑝𝑝2) = 𝜌𝜌∙𝑉𝑉22 2 − 𝜌𝜌∙𝑉𝑉12 2 или 𝑝𝑝1+ 𝜌𝜌∙𝑉𝑉1 2 2 = 𝑝𝑝2+ 𝜌𝜌∙𝑉𝑉22 2 Последняя запись еще называется уравнением Бернулли. И оно является одним из основных уравнений аэрогидромеханики. Другими словами это уравнение выражает закон сохранения энергии движущейся жидкости. Этот закон можно сформулировать следующим образом: в установившемся движении идеальной жидкости сумма удельной кинетической и потенциальной энергий вдоль струйки не изменяется. Из всего выше сказанного можно сделать очень важный вывод: С УВЕЛИЧЕНИЕМ СКОРОСТИ ДАВЛЕНИЕ УМЕНЬШАЕТСЯ. 2. Важное место в аэродинамике отводится также закону сохранения энергии, который используется для получения взаимосвязи давления и скорости воздуха в струе. На рис. 5 показана струйка при виде сбоку. Рассмотрим относительно некоторого уровня баланс энергии масс воздуха, проходящих через сечения 1 и 2 за одинаковый промежуток времени ∆t. Движение воздуха в струйке будем считать установившимся, а сжимаемость и трение учитывать не будем. Выделим для рассмотрения некоторую массу воздуха m, проходящую через сечение 1 со скоростью V1 за время ∆t. Эта масса обладает кинетической энергией, равной 𝑚𝑚𝑉𝑉12 2 и имеет потенциальную энергию, равную работе силы тяжести mgh1. Кроме этого, на рассматриваемую массу воздействует сила давления воздуха p1F1, лежащего выше сечения 1, поэтому необходимо также учесть работу, совершаемую этой силой. Работа, как известно, равна произведению силы на перемещение, которое в данном случае можно вычислить, умножив скорость V1 на промежуток времени ∆t, в течение которого рассматриваемая масса воздуха 15 проходит через сечение 1. Согласно закону сохранения суммарная энергия рассматриваемой массы воздуха при прохождении ею сечения 2 не изменится, поэтому можно записать: 𝑚𝑚𝑉𝑉12 𝑚𝑚𝑉𝑉22 𝑝𝑝1 𝐹𝐹1 𝑉𝑉1 ∆𝑡𝑡 + + 𝑚𝑚𝑚𝑚ℎ1 = 𝑝𝑝2 𝐹𝐹2 𝑉𝑉2 ∆𝑡𝑡 + + 𝑚𝑚𝑚𝑚ℎ2 2 2 Рисунок 5. Движение воздуха в струйке Объем воздуха, проходящий через сечение 1 должен быть равен объему воздуха, проходящего через сечение 2: 𝐹𝐹1 𝑉𝑉1 ∆𝑡𝑡 = 𝐹𝐹2 𝑉𝑉2 ∆𝑡𝑡 Из предыдущих двух уравнений получим: 𝜌𝜌𝑉𝑉12 𝜌𝜌𝑉𝑉22 𝑝𝑝1 + + 𝜌𝜌𝜌𝜌ℎ1 = 𝑝𝑝2 + + 𝜌𝜌𝜌𝜌ℎ2 2 2 Или: 𝜌𝜌𝑉𝑉 2 𝑝𝑝 + + 𝜌𝜌𝜌𝜌ℎ = 𝑐𝑐𝑐𝑐𝑐𝑐𝑐𝑐𝑐𝑐 2 Мы получили уравнение Бернулли для газа без учета сжимаемости. Если пренебречь действием силы тяжести или предположить, что движение воздуха происходит в горизонтальной плоскости, то потенциальная энергия рассматриваемой массы воздуха не изменится, и из выражения произведение ρgh можно исключить: 𝜌𝜌𝑉𝑉 2 𝑝𝑝 + = 𝑐𝑐𝑐𝑐𝑐𝑐𝑐𝑐𝑐𝑐 2 16 Слагаемое p называется статическим давлением , а слагаемое 𝜌𝜌𝑉𝑉 2 2 – динамическим давлением (или скоростным напором). Сумма же статического и динамического давлений называется полным давлением и обозначается p0: 𝜌𝜌𝑉𝑉 2 𝑝𝑝0 = 𝑝𝑝 + = 𝑐𝑐𝑐𝑐𝑐𝑐𝑐𝑐𝑐𝑐 2 3. Барометрический способ измерения высоты основан на принципе измерения атмосферного давления, закономерно изменяющегося с высотой. Барометрический высотомер представляет собой обыкновенный барометр, у которого вместо шкалы давлений поставлена шкала высот. Такой высотомер определяет высоту полета самолета косвенным путем, измеряя атмосферное давление, которое изменяется с высотой по определенному закону. Барометрический способ измерения высоты связан с рядом ошибок, которые, если их не учитывать, приводят к значительным погрешностям в определении высоты. Несмотря на это, барометрические высотомеры ввиду простоты и удобства пользования широко применяются в авиации. Радиотехнический способ измерения высоты основан на использовании закономерностей распространения радиоволн. Известно, что радиоволны распространяются с постоянной скоростью и отражаются от различных поверхностей. Используя эти свойства радиоволн, можно определять высоту полета самолета. 17 1.3. Аэродинамические силы и их коэффициенты 1.3.1. Обтекание твердых тел воздушным потоком. 1. Особенности обтекания крыла, угол атаки. 2. Возникновение подъемной силы и силы лобового сопротивления, профильное сопротивление. 3. Полная аэродинамическая сила, зависимость от угла атаки. В отличие от профиля (крыла бесконечного размаха), течение вокруг крыла конечного размаха носит пространственный характер. Это обусловлено тем, что если заменить крыло вихревым шнуром, он также должен иметь конечный размер. Но вихревой шнур не может возникнуть или закончиться “внезапно”. Поэтому вихрь изгибается и принимает П-образную форму, уходя в бесконечность (рис. 6). В результате этого струйки воздуха под крылом искривляются к концам крыла, а над крылом – к середине крыла. Генерируется поперечные составляющие скорости, и за крылом образуется вихревая пелена (которая представляет собой систему свободных вихрей). Эта система вихрей имеет общее направление движение к концам крыла и вниз. Затем, на некотором расстоянии, пелена сворачивается в два концевых шнура (см. рис. 9). Чем меньше удлинение крыла, тем значительнее влияние концевого перетекания (свободных концевых вихрей), и сильнее выражен пространственный характер потока. За счет пространственной деформации потока подъемная сила крыла конечного размаха меньше, чем у равновеликого по площади участка крыла бесконечного размаха, установленного под тем же углом атаки α . Кроме этого появляется дополнительное сопротивление, зависящее от величины подъемной силы. Это дополнительное сопротивление называют индуктивным. 18 Рисунок 6. Формирование свободных вихрей за крылом конечного размаха Система свободных вихрей индуцирует в воздушной среде поле скоростей VYa. Для крыльев с удлинением λ≥ 5. составляющими vx и vz этой скорости можно пренебречь. Поэтому можно считать, что эта скорость направлена по нормали к вектору скорости набегающего невозмущенного потока V ∞(рисунок 7). Рисунок 7. Распределение составляющей скорости VYa по размаху и хорде крыла Наличием скоростей VYa(z) обусловлен скос потока, обтекающего сечение крыла конечного размаха (рис. 8). 19 Рисунок 8. Угол скоса и истинный угол атаки сечения крыла конечного размаха Соответственно уменьшается истинный аэродинамический угол атаки этих сечений: 𝛼𝛼ист = 𝛼𝛼∞ − ∆𝛼𝛼 Аэродинамическая сила YГ всегда направлена по нормали к вектору Vист. Угол скоса ∆α в общем случае имеет переменное значение вдоль размаха крыла (так же как и VYa). Раз возникает дополнительное сопротивление, то часть энергии затрачивается на его преодоление. Следовательно, величина и интенсивность подъемной силы уменьшается: 𝐶𝐶𝑥𝑥 > 𝐶𝐶𝑥𝑥(проф) , 𝐶𝐶𝑦𝑦 < 𝐶𝐶𝑦𝑦(проф) , С𝑦𝑦𝛼𝛼 < 𝐶𝐶𝑦𝑦𝛼𝛼(проф) В случае дозвукового режима полета при безотрывном обтекании полное сопротивление крыла конечного размаха равно: 𝐶𝐶𝑥𝑥 = 𝐶𝐶𝑥𝑥𝑥𝑥 + 𝐶𝐶𝑥𝑥𝑥𝑥 = (𝐶𝐶𝑥𝑥(𝑚𝑚𝑚𝑚) +𝐶𝐶𝑥𝑥(давл) +𝐶𝐶𝑝𝑝(𝛼𝛼) )+𝐶𝐶𝑥𝑥𝑥𝑥 где Сxi – индуктивное сопротивления крыла конечного размаха. Для пояснения зависимости индуктивного сопротивления от подъемной силы рассмотрим крыло особой формы – эллиптическое (рис. 9). Особенность такого крыла заключается в том, что скос потока на таком крыле по размаху остается постоянным. Следовательно, и скос потока у такого крыла по размаху остается постоянным. А раз так, то индуктивное сопротивление такого крыла завит только от изменения подъемной силы: 𝐶𝐶𝑦𝑦2 𝐶𝐶𝑥𝑥𝑥𝑥 = 𝜋𝜋 ∙ 𝜆𝜆 где λ - удлинение крыла. 20 Рисунок 9. Изменение индуцируемой скорости по размаху эллиптического крыла Если удлинение λ→ ∞, то Cxi → 0, или, другими словами крыло превращается в профиль – концы крыла исчезают, исчезает загиб вихревого шнура, исчезает VY. В качестве примера крыла с малым индуктивным сопротивлением можно привести крыло планера ( λ≈ 25) или самолет Форбса для беспосадочного перелета вокруг земного шара ( λ >30). На практике с этим дополнительным (индуктивным) сопротивлением научились бороться. Наиболее эффективный пример борьбы с индуктивным сопротивлением создала природа – крыло птицы. На конце крыла птицы парящего полета (орел, фрегат и др.) имеется набор концевых перьев. Схематически это представлено на рис. 10. Рисунок 10. Схема системы борьбы с индуктивным сопротивлением (модель крыла птицы) Каждое такое перо представляет собой миниатюрное крыло, которое создает аэродинамическую силу так, что вектор индуктивного сопротивления направлен навстречу потоку. В результате этого, каждое такое перо 21 индуцирует свой скос потока, вектор скорости VY которого направлен вверх. Индуцируется свой концевой вихрь, направление которого также направлено в противоположную сторону концевому вихрю крыла. В результате это суммарный свободный концевой вихрь обладает меньшей интенсивностью (поток “раскручивается”). В итоге этого суммарный скос потока крыла уменьшается, и уменьшается суммарное индуктивное сопротивление всей системы в целом. Мало того, для повышения этого эффекта, птица может управлять каждым таким пером независимо от других, достигая максимального коэффициента полезного действия (минимального суммарного лобового сопротивления крыла). Этот же принцип использован на современных самолетах – законцовки крыла (рис. 11). Только там использовано одно концевое крылышко. Угол атаки этого элемента подобран так, чтобы максимальный эффект достигался в крейсерском полете самолета. В практике самолетостроения разработаны различные конструктивные меры, направленные на уменьшение индуктивного сопротивления. На рис 12 приведены различные типа концевые аэродинамические поверхности. Рисунок 11. Аэродинамический эффект законцовки крыла 22 Рисунок 12. Формы концевых поверхностей крыла а – концевая шайба; b – сложный отгиб концевой части крыла; с – крылышко; d – отгиб концевой части крыла вверх. Данные конструктивные элементы позволяют значительно снизить потери энергии на образование концевых вихрей. 2. Рассмотрим обтекание двояковыпуклого симметричного профиля идеальным газом (см. рис. 13). Профиль считается симметричным, если он симметричен относительно хорды. Пусть он сначала установлен под углом атаки α = 0. В данном случае угол атаки равен углу между вектором скорости набегающего потока V и хордой профиля. Рисунок 13. Обтекание симметричного профиля при α = 0 (без образования подъемной силы) У носка профиля в передней критической точке A происходит полное торможение потока, статическое давление в этой точке максимально и равно полному давлению. Далее поток разделяется на два: один обтекает верхнюю поверхность профиля, другой – нижнюю. У задней кромки профиля потоки опять сливаются в задней критической точке B. В точке B также как и в точке 23 A скорость потока равна 0, потому что здесь сходятся линии тока, идущие по верхней и нижней поверхностям профиля, а частица газа не может одновременно двигаться по двум направлениям. Следовательно, в точке B статическое давление также как и в точке A максимально и равно полному давлению. Но между точками A и B статическое давление отличается от полного давления. Это является следствием того, что в процессе движения от точки A к точке B площади поперечных сечений струек сначала уменьшаются, а потом растут. При этом скорость в струйках будет соответственно сначала расти, а затем падать. Из закона сохранения энергии в аэродинамике следует, что при увеличении скорости статическое давление уменьшается. Значит, от точки A до точки B на верхней и нижней поверхностях профиля будут располагаться зоны относительного разрежения. Поскольку мы рассматриваем симметричный профиль, то величины падения статического давления в этих зонах будут одинаковыми. Это значит, что в направлении, перпендикулярном вектору скорости набегающего потока, на профиль не будет воздействовать составляющая аэродинамической силы, названная выше подъемной. Очевидно, что для того, чтобы получить подъемную силу нужно сделать профиль несимметричным или установить симметричный профиль под некоторым углом атаки α≠ 0 (см. рис. 14). Рассмотрим обтекание профиля потоком под углом атаки α > 0. В этом случае струйка, обтекающая профиль сверху будет иметь большее сужение, чем струйка, обтекающая профиль снизу, а значит скорость в верхней струйке будет больше, чем в нижней (Vв > Vн). Это приведет к тому, что на верхней поверхности профиля статическое давление будет меньше, чем на нижней (pв < pн). Из-за этой разности образуется аэродинамическая подъемная сила, направленная вверх. Рисунок 14. Обтекание профилей с образованием подъемной силы 24 Естественно предположить, что чем больше угол атаки или вогнутость профиля, тем больше будет и подъемная сила. Рассмотрим вначале влияние угла атаки на подъемную силу симметричного профиля. В формуле подъемной силы имеется коэффициент, который зависит от угла атаки – это коэффициент подъемной силы Cya. График зависимости Cya от α для симметричного и несимметричного профилей представлен на рис. 15, из которого видно, что при малых углах атаки коэффициент подъемной силы зависит от α линейно. Рисунок 15. Зависимость коэффициента подъемной силы от угла атаки Если профиль имеет положительную относительную вогнутость, то кривая Cya = f(а) смещается плоскопараллельно вверх. Угол атаки, при котором Cya = 0 обозначаетсяα0, в данном случае α0< 0. Легко видеть, что при одном и том же угле атаки профиль, имеющий большую относительную вогнутость, будет иметь больший коэффициент подъемной силы. На больших углах атаки нарушается плавное обтекание профиля. Это происходит из-за влияния вязкости на движение частиц в пограничном слое. В процессе движения вдоль верхней поверхности профиля частицы воздуха будут терять скорость. На каком-то этапе им не хватит кинетической энергии, чтобы двигаться дальше вдоль поверхности. В итоге на некотором участке верхней поверхности профиля произойдет отрыв пограничного слоя. Это явление приводит к нарушению линейности зависимости Cya = f(а). При увеличении угла атаки зона отрыва также будет увеличиваться, но коэффициент подъемной силы Cya при этом продолжает расти и достигает своего максимального значения Cyamax. Угол атаки, который соответствует Cyamax, называется критическим углом атаки αкр (см. рис. 16). Величина критического угла атаки, как правило, не превышает 20º. При дальнейшем увеличении угла атаки отрыв потока достигнет интенсивности, при которой коэффициент подъемной силы будет резко падать. 25 Рисунок 16. Соответствие максимального значения коэффициента подъемной силы критическому углу атаки 3. Механическое воздействие набегающего потока на самолет сводится к нагрузкам, непрерывно распределенным по его поверхности. Для удобства изучения эти распределенные нагрузки приводят к результирующей силе, приложенной в центре масс самолета, которая называется аэродинамической силой и обозначается RA (см. рис. 17), а также моменту вокруг центра масс, который называется аэродинамическим моментом и обозначается M. Рисунок 17. Аэродинамическая сила и аэродинамический момент, действующие на самолет при его обтекании набегающим потоком Теоретические и экспериментальные исследования показали, что величина аэродинамической силы прямопропорциональна скоростному напору набегающего потока 𝜌𝜌𝑉𝑉 2 2 и характерной площади обтекаемого тела S: 𝜌𝜌𝑉𝑉 2 𝑅𝑅A= 𝐶𝐶 R 26 2 𝑆𝑆 где CR – коэффициент пропорциональности, который носит название коэффициента аэродинамической силы. Аэродинамический момент также прямопропорционален скоростному 𝜌𝜌𝑉𝑉 2 напору , характерной площади S и характерному линейному размеру 2 обтекаемого тела l: 𝜌𝜌𝑉𝑉 2 𝑆𝑆𝑆𝑆 𝑀𝑀 = 𝑚𝑚 2 где m – коэффициент пропорциональности, который называется коэффициентом аэродинамического момента. За характерную площадь и характерный размер берутся соответственно площади и размеры тех частей самолета, которые вносят основную долю в создание рассчитываемой силы или момента. Разложим аэродинамическую силу RA на составляющие по осям связанной и скоростной систем координат. В связанной системе координат эти проекции обозначаются и называются следующим образом: X – аэродинамическая продольная сила; Y – аэродинамическая нормальная сила; Z – аэродинамическая поперечная сила. В скоростной системе координат: Xa – сила лобового сопротивления; Ya – аэродинамическая подъемная сила; Za – аэродинамическая боковая сила. На рис. 18 показаны проекции аэродинамической силы RA на оси связанной и скоростной систем координат при отсутствии скольжения. Рисунок 18. Разложение аэродинамической силы по осям связанной и скоростной систем координат при 𝛽𝛽 = 0 В дальнейшем мы будем иметь дело в основном с проекциями аэродинамической силы на оси скоростной системы координат. 𝜌𝜌𝑉𝑉 2 Воспользовавшись формулой 𝑅𝑅A= 𝐶𝐶 R 𝑆𝑆, запишем выражения для этих 2 проекций. При этом в качестве характерной будем брать характерную 27 площадь того элемента, который играет основную роль в создании данной силы. Так, сила лобового сопротивления самолета складывается из сил лобового сопротивления фюзеляжа, крыла, оперения и других частей самолета. За характерную площадь можно принять площадь миделевого сечения фюзеляжа Sм.ф: 𝜌𝜌𝑉𝑉 2 𝑋𝑋𝑎𝑎 = 𝐶𝐶𝑥𝑥𝑥𝑥 𝑆𝑆 2 м.ф. где Cxa – коэффициент лобового сопротивления. В создании подъемной силы самолета основную роль играет крыло, поэтому в качестве характерной берется площадь крыла Sкр: 𝜌𝜌𝑉𝑉 2 𝑌𝑌𝑎𝑎 = 𝐶𝐶𝑦𝑦𝑦𝑦 𝑆𝑆 2 кр где Cya – коэффициент подъемной силы. Аэродинамическая боковая сила в основном определяется вертикальным оперением и фюзеляжем, значительно меньший вклад в создание этой силы вносят крыло, горизонтальное оперение и другие части самолета. Поскольку вертикальное оперение является основным элементом при создании боковой силы (оно для этого предназначено), то его площадь Sв.о и принимают за характерную: 𝜌𝜌𝑉𝑉 2 𝑍𝑍𝑎𝑎 = 𝐶𝐶𝑧𝑧𝑧𝑧 𝑆𝑆 2 в.о. где Cza – коэффициент боковой силы. Так как аэродинамические моменты, действующие на самолет, рассчитываются в основном относительно связанных осей координат, найдем проекции момента M на оси связанной системы координат (см. рис.19). Рисунок 19. Составляющие аэродинамического момента в связанной системе координат 28 Аэродинамический момент относительно оси 0X называется моментом крена. Он определяется в основном силами, действующими на крыло самолета и в меньшей степени – на вертикальное и горизонтальное оперения: 𝜌𝜌𝑉𝑉 2 𝑀𝑀x= 𝑚𝑚x 𝑆𝑆кр 𝑙𝑙кр 2 где mx – коэффициент момента крена. Аэродинамический момент относительно оси 0Y называется моментом рыскания. Он создается силами, действующими в основном на вертикальное оперение и фюзеляж. Этот момент вычисляется по следующей формуле: 𝜌𝜌𝑉𝑉 2 𝑀𝑀y= 𝑚𝑚y 𝑆𝑆в.о. 𝐿𝐿в.о. 2 где my – коэффициент момента рыскания; Lв.о – плечо вертикального оперения (расстояние от точки приложения аэродинамической силы, возникающей на вертикальном оперении, до центра масс самолета). Аэродинамический момент относительно оси 0Z называется моментом тангажа. Он создается силами, действующими на крыло, горизонтальное оперение и фюзеляж. Вертикальное оперение практически не участвует в создании момента тангажа. Момент тангажа вычисляют по формуле: 𝜌𝜌𝑉𝑉 2 𝑀𝑀z= 𝑚𝑚z 𝑆𝑆кр 𝑏𝑏A 2 где mz – коэффициент момента тангажа. 1.3.2 Сверхзвуковые скорости течения газа. 1. 2. Звук. Скорость звука, число Маха. Геометрические характеристики крыла 1. Звук — физическое явление, представляющее собой распространение в виде упругих волн механических колебаний в твёрдой, жидкой или газообразной среде. В узком смысле под звуком имеют в виду эти колебания, рассматриваемые в связи с тем, как они воспринимаются органами чувств животных. Как и любая волна, звук характеризуется амплитудой и частотой. Амплитуда характеризует громкость звука. Частота определяет тон, высоту. Обычный человек способен слышать звуковые колебания в диапазоне частот от 16—20 Гц до 15—20 кГц. Звук ниже диапазона слышимости человека называют инфразвуком; выше: до 1 ГГц, — ультразвуком, от 1 ГГц — гиперзвуком. Громкость звука сложным образом зависит от эффективного звукового давления, частоты и формы колебаний, а высота звука — не только от частоты, но и от величины звукового давления. Скорость звука — скорость распространения звуковых волн в среде. 29 Как правило, в газах скорость звука меньше, чем в жидкостях. Скорость звука в воздухе зависит от температуры и в нормальных условиях составляет примерно 340 м/с. Скорость звука в любой среде вычисляется по формуле: 1 𝑐𝑐 = � 𝛽𝛽𝛽𝛽 где 𝛽𝛽 — адиабатическая сжимаемость среды; ρ— плотность. Скорость звука зависит о свойств среды в которой он распространяется, чем плотнее среда, тем быстрее распространяются колебания (звук это ведь волна). Таким образом на разной высоте скорость звука разная. Чем выше, тем меньше плотность воздуха и тем ниже будет местная скорость звука. Например, скорость звука у земли (на высоте 0 км) составит 340 метров в секунду (м/с), это 1224 км/ч. И тут важно сказать что такое значение будет: при температуре +15 и давлении 750 мм. рт. ст. и относительной влажности 0%. То есть при «стандартных» условиях. А вот на высоте 10 000 метров, на которой летают современные пассажирские лайнеры, это уже около 299 м/с (это 1076 км/ч), то есть разница довольно значительная — 12%. Также от высоты полета и других параметров атмосферы зависит и скорость звука, и сопротивление воздуха и, соответственно, скорость которую может развить самолет. Так вот число Маха представляет собой отношение скорости летательного аппарата к скорости звука на той высоте на которой он сейчас летит. Так удобнее, ведь на разной высоте скорость звука будет разной и чтобы понимать достигает ли самолет скорости звука, его скорость измеряют в числах М. Если еще проще, то число М показывает сколько скоростей звука в скорости самолета на конкретной высоте (при определенных условиях среды). Если число Маха больше единицы, очевидно, мы имеем дело со сверхзвуковой скоростью. Поэтому чаще всего вы будете встречать пояснение для какой высоты указано конкретное число Маха. Например, для Боинга 777 крейсерской скоростью считается 0,84 М (это дозвуковой летательный аппарат). То есть на высоте 10 000 метров при стандартных условиях принимая скорость звука за 1076 км/ч умножаем ее на 0,84 и получаем — 904 км/ч. По документации крейсерская скорость Boeing 777 составляет как раз 905 км/ч. Что касается сверхзвуковых летательных аппаратов, то, по определению, их скорости должны быть больше скорости звука, то есть больше 1 М. Например у Су-27 это 2,35 М, что примерно 2 528 км/ч на высоте 10 км (скорость звука 295 м/с, а это 1062 км/ч). Еще одно замечание, число М, это качественная величина, а не количественная. То есть это не скорость в чистом виде, а критерий который 30 показывает насколько скорость объекта выше скорости звука. Зачем? Затем что дозвуковые, трансзвуковые, сверхзвуковые или гиперзвуковые скорости очень сильно отличаются по сути. Пилоту (и инженеру тоже) важно знать какой у него сейчас режим обтекания самолета (дозвуковой, трансзвуковой или сверхзвуковой). Например, во многих указателях скорости есть отдельный циферблат показывающий значение числа Маха в дополнению к приборной скорости. На картинке в начале этого повествования изображен трансзвуковой режим. Это значит, что сам самолет еще не превысил скорость звука, а на некоторых его участках (на фото это очень хорошо видно по белым «клиньям») скорость обтекания уже достигла скорости звука. Поэтому и образовались скачки уплотнения которые хорошо видны благодаря образованию конденсата позади них. 2. 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. Формы крыла в плане, т.е. при виде сверху, столь же разнообразны, как и формы профилей. Однако на современных самолетах чаще всего используются прямоугольные, трапециевидные, стреловидные и треугольные крылья (см. рис. 20). Форма крыла в плане сильно влияет на летнотехнические характеристики самолета и выбирается исходя из условия их обеспечения. Рисунок 20. Формы крыла в плане Геометрия крыла в плане описывается следующими характеристиками: размах крыла, площадь крыла, корневая и концевая хорды, удлинение крыла, 31 сужение крыла и др. Размах крыла lкр – расстояние между двумя плоскостями, параллельными базовой плоскости самолета и проходящими через концы крыла (см. рис. 21). Рисунок 21. Геометрические характеристики крыла в плане Корневая хорда крыла b0 – хорда крыла в базовой плоскости самолета. Концевая хорда крыла bк – хорда крыла в его концевом сечении. Площадь крыла Sкр – площадь проекции крыла на базовую плоскость крыла (не путать с базовой плоскостью самолета). Базовой плоскостью крыла называется плоскость, проходящая через корневую хорду крыла и перпендикулярная базовой плоскости самолета. При аэродинамических расчетах в площадь крыла включается также площадь подфюзеляжной части. Средняя геометрическая хорда крыла bср – хорда условного прямоугольного крыла, равного по площади рассматриваемому и имеющего тот же размах: 𝑆𝑆кр 𝑙𝑙кр Средняя аэродинамическая хорда (САХ) крыла bА – хорда условного прямоугольного крыла, равного по площади рассматриваемому и имеющего такие же аэродинамические характеристики. Для трапециевидного крыла САХ можно вычислить по следующей формуле: 2 𝑏𝑏 𝑏𝑏 𝑏𝑏A= (𝑏𝑏0 + 𝑏𝑏к − 0 к ) 𝑏𝑏ср = 3 𝑏𝑏0 +𝑏𝑏к Кроме этого, длину, а также положение САХ трапециевидного крыла можно определить, проведя геометрическое построение (см. рис. 22). 32 Рисунок 22. Геометрическое построение САХ Удлинение крыла λ – отношение квадрата размаха крыла к его площади: 2 𝑙𝑙кр 𝜆𝜆 = 𝑆𝑆кр Сужение крыла 𝜼𝜼 – отношение длины корневой хорды крыла к длине его концевой хорды: 𝑏𝑏0 𝑏𝑏к Линия четвертей хорд крыла – линия, проходящая через точки, 1 отстоящие от передних точек хорд на расстоянии, равном длин хорд. В 4 общем случае крыло в плане имеет сложную форму, а линия четвертей хорд не является прямой линией. Однако в авиации наибольшее распространение получили крылья с прямолинейными передней и задней кромками. В этом случае линия четвертей хорд будет прямой. Эта линия используется для определения угла стреловидности крыла. Угол стреловидности крыла χ – угол между линией четвертей хорд крыла и плоскостью, перпендикулярной корневой хорде. При описании геометрии крыла используются также углы стреловидности крыльев по передней кромке χп.к и по задней кромке χз.к (см. рис. 21). Если χ≠ 0, то крыло является стреловидным. У современных пассажирских и транспортных самолетов χ = 20 ÷ 35º. Форма крыла при виде спереди характеризуется углом ψ между базовой плоскостью крыла и линией четвертей хорд полукрыла (см. рис. 23). Как правило, линия четвертей хорд крыла располагается таким образом, что напоминает своими очертаниями латинскую букву V. Поэтому угол ψ называют углом поперечного V крыла. 𝜂𝜂 = 33 Рисунок 23. Угол поперечного V крыла 34 1.4. Аэродинамические характеристики крыла и самолета. 1.4.1. Силы и моменты, действующие на самолет в полете. 1. 2. 3. 4. Система осей координат. Аэродинамическое качество крыла и самолета. Волновое и индуктивное сопротивление. Механизация крыла. При аэродинамических расчетах и изучении динамики движения самолетов используются различные системы координат. Чаще всего используются связанная, скоростная, нормальная и траекторная системы координат. Связанная система координат 0XYZ жестко связана с самолетом (отсюда ее название). Начало этой системы совпадает с центром масс самолета (см. рис. 24). Ось 0X лежит в базовой плоскости самолета, она направлена в сторону носовой части и, как правило, параллельна САХ. Эта ось называется продольной осью. Ось 0Y тоже лежит в базовой плоскости самолета, при этом она перпендикулярна оси 0X и направлена к верхней части самолета. Она называется нормальной осью. Ось 0Z перпендикулярна базовой плоскости самолета и направлена в сторону правого полукрыла. Эта ось называется поперечной осью. Рисунок 24. Связанная система координат Скоростная система координат 0XaYaZa связана с вектором скорости движения центра масс самолета относительно воздушной среды V (см. рис. 25), ее начало также помещают в центре масс самолета. Ось 0Xa в скоростной системе координат всегда совпадает с вектором скорости и называется скоростной осью. Ось 0Ya перпендикулярна вектору скорости, лежит в базовой плоскости самолета и направлена к верхней части самолета. Она называется осью подъемной силы. Ось 0Za проводят так, чтобы она 35 дополняла оси 0Xa и 0Ya до правой системы координат. Эта ось называется боковой осью. Рисунок 25. Скоростная система координат Для описания взаимного положения осей связанной и скоростной систем координат используются угол атака и угол скольжения. Углом атаки α называется угол между осью 0X связанной системы координат и проекцией вектора скорости V на базовую плоскость самолета – VX 0Y. Углом скольжения 𝜷𝜷 называется угол между вектором скорости V и базовой плоскостью самолета. Легко заметить, что если скольжение отсутствует (𝛽𝛽 = 0), то определение угла атаки упрощается: угол α будет равен углу между продольной осью 0X и вектором скорости V. Нормальная система координат 0XgYgZg используется для описания пространственного положения самолета относительно поверхности Земли. Начало координат этой системы совпадает с началом связанной системы координат (см. рис. 26). Ось 0Yg всегда направлена вверх по местной вертикали, а направление осей 0Xg и 0Zg выбирается в соответствии с решаемой задачей, при этом плоскость Xg0Zg всегда расположена горизонтально. Угол между осью 0Xg и проекцией оси 0X на горизонтальную плоскость XXg0Zg называется углом рыскания и обозначается ψ. Угол между продольной осью 0X и горизонтальной плоскостью Xg0Zg называется углом тангажа и обозначается 𝜑𝜑. Угол между поперечной осью 0Z и горизонтальной плоскостью Xg0Zg называется углом крена и обозначается 𝛾𝛾. 36 Рисунок 26. Нормальная система координат Траекторная система координат 0XкYкZк используется главным образом в динамике полета для описания движения самолета относительно поверхности Земли. В общем случае скорость полета относительно воздушной среды может не совпадать со скоростью полета относительно Земли, т.к. в реальной атмосфере почти всегда имеется движение воздушных масс, проще говоря, ветер. Ветер оказывает воздействие на самолет, и суммарная скорость его движения относительно поверхности Земли Vк (земная скорость) будет равна: �⃗к = 𝑉𝑉 �⃗ + 𝑊𝑊 ���⃗ 𝑉𝑉 где V – скорость самолета относительно воздушной среды; W – скорость ветра относительно Земли. Траекторная система координат связана с вектором земной скорости Vк. Начало координат этой системы совпадает с началом связанной системы координат (см. рис. 27). Ось 0Xк совпадает с направлением вектора земной скорости Vк. Ось 0Yк размещается в вертикальной плоскости, проходящей через ось 0Xк, и направлена вверх от Земли. Ось 0Zк образует правую систему координат. Траекторная система координат может быть получена из нормальной путем поворота последней на угол пути ξ и угол наклона траектории θ. 37 Рисунок 27. Траекторная система координат Углом пути ξ называется угол между проекцией вектора Vк на горизонтальную плоскость Xg0Zg и осью 0Xg. Угол наклона траектории θ – это угол между вектором земной скорости Vк и местной горизонтальной плоскостью Xg0Zg. 2. Аэродинамическим качеством называется отношение аэродинамической подъемной силы к силе лобового сопротивления или отношение соответствующих коэффициентов: 𝑌𝑌𝑎𝑎 𝐶𝐶𝑦𝑦𝑦𝑦 = 𝑋𝑋𝑎𝑎 𝐶𝐶𝑥𝑥𝑥𝑥 Аэродинамическое качество является одной из важнейших характеристик, отражающих техническое совершенство самолета. Например, от аэродинамического качества в значительной степени зависит дальность полета. Ясно, поэтому, что при создании самолета, задаваясь величиной подъемной силы, стремятся уменьшить лобовое сопротивление, чтобы увеличить качество. Существует взаимосвязь между коэффициентами Cya и Cxa. Эта зависимость называется полярой. На рис. 28 приведен график этой зависимости. 𝐾𝐾 = 38 Рисунок 28. Поляра крыла Попытаемся найти такое сочетание значений Cya и Cxa, при котором аэродинамическое качество будет максимальным. Это легко сделать графически, проведя касательную к поляре из начала координат. Тангенс угла наклона касательной будет равен максимальному значению аэродинамического качества: tgθ= Kmax . Коэффициент подъемной силы и угол атаки, соответствующие Kmax, называются наивыгоднейшими и отмечаются индексом «нв»: Cya нв, αнв. 3. Лобовое сопротивление — сила, препятствующая движению тел в жидкостях и газах. Лобовое сопротивление складывается из двух типов сил: сил касательного (тангенциального) трения, направленных вдоль поверхности тела, и сил давления, направленных по нормали к поверхности. Сила сопротивления является диссипативной силой и всегда направлена против вектора скорости тела в среде. Наряду с подъёмной силой является составляющей полной аэродинамической силы. Сила лобового сопротивления обычно представляется в виде суммы двух составляющих: сопротивления при нулевой подъёмной силе и индуктивного сопротивления. Каждая составляющая характеризуется своим собственным безразмерным коэффициентом сопротивления и определённой зависимостью от скорости движения. Лобовое сопротивление может способствовать как обледенению летательных аппаратов (при низких температурах воздуха), так и вызывать нагревание лобовых поверхностей ЛА при сверхзвуковых скоростях ударной ионизацией. 39 Поток и форма препятствия Сопротивление формы 0% ~10% ~90% 100% Влияние вязкости на трение ~100% ~90% ~10% 0% Сопротивление при нулевой подъёмной силе Эта составляющая сопротивления не зависит от величины создаваемой подъёмной силы и складывается из профильного сопротивления крыла, сопротивления элементов конструкции самолёта, не вносящих вклад в подъёмную силу, и волнового сопротивления. Последнее является существенным при движении с около- и сверхзвуковой скоростью, и вызвано образованием ударной волны, уносящей значительную долю энергии движения. Волновое сопротивление возникает при достижении самолётом скорости, соответствующей критическому числу Маха, когда часть потока, обтекающего крыло самолёта, приобретает сверхзвуковую скорость. Критическое число М тем больше, чем больше угол стреловидности крыла, чем более заострена передняя кромка крыла и чем оно тоньше. Сила сопротивления направлена против скорости движения, её величина пропорциональна характерной площади S, плотности среды ρ и квадрату скорости V: 𝜌𝜌𝑉𝑉 2 𝑋𝑋0 = 𝐶𝐶𝑥𝑥0 𝑆𝑆 2 𝐶𝐶𝑥𝑥0 – безразмерный аэродинамический коэффициент сопротивления, получается из критериев подобия, например, чисел Рейнольдса и Фруда в аэродинамике. Определение характерной площади зависит от формы тела: − в простейшем случае (шар) — площадь поперечного сечения; − для крыльев и оперения — площадь крыла/оперения в плане; − для пропеллеров и несущих винтов вертолётов — либо площадь лопастей, либо ометаемая площадь винта; − для подводных объектов обтекаемой формы — площадь смачиваемой поверхности; − для продолговатых тел вращения, ориентированных вдоль потока (фюзеляж, оболочка дирижабля) — приведённая волюметрическая площадь, равная V2/3, где V — объём тела. 40 Мощность, требуемая для преодоления данной составляющей силы лобового сопротивления, пропорциональна кубу скорости: 𝜌𝜌𝑉𝑉 3 𝑃𝑃 = 𝑋𝑋0 ∙ 𝑉𝑉 = 𝐶𝐶𝑥𝑥0 𝑆𝑆 2 Индуктивное сопротивление в аэродинамике Индуктивное сопротивление (англ. lift-induced drag) — это следствие образования подъёмной силы на крыле конечного размаха. Несимметричное обтекание крыла приводит к тому, что поток воздуха сбегает с крыла под углом к набегающему на крыло потоку (т. н. скос потока). Таким образом, во время движения крыла происходит постоянное ускорение массы набегающего воздуха в направлении, перпендикулярном направлению полёта, и направленном вниз. Это ускорение, во-первых, сопровождается образованием подъёмной силы, а во-вторых — приводит к необходимости сообщать ускоряющемуся потоку кинетическую энергию. Количество кинетической энергии, необходимое для сообщения потоку скорости, перпендикулярной направлению полёта, и будет определять величину индуктивного сопротивления. На величину индуктивного сопротивления оказывает влияние не только величина подъёмной силы (так, в случае отрицательной работы подъёмной силы направление вектора индуктивного сопротивления противоположно вектору силы, обусловленной тангенсальным трением), но и её распределение по размаху крыла. Минимальное значение индуктивного сопротивления достигается при эллиптическом распределении подъёмной силы по размаху. При проектировании крыла этого добиваются следующими методами: − выбором рациональной формы крыла в плане; − применением геометрической и аэродинамической крутки; − установкой вспомогательных поверхностей — вертикальных законцовок крыла. Индуктивное сопротивление пропорционально квадрату подъёмной силы Y, и обратно пропорционально площади крыла S, его удлинению λ, плотности среды ρ и квадрату скорости V: 𝐶𝐶𝑦𝑦2 𝜌𝜌𝑉𝑉 2 1 𝑌𝑌 2 𝜌𝜌𝑉𝑉 2 𝑆𝑆 = 𝑆𝑆 = 𝑋𝑋𝑖𝑖 = 𝐶𝐶𝑥𝑥𝑥𝑥 𝜋𝜋𝜋𝜋 𝜌𝜌𝑉𝑉 2 2 𝜋𝜋𝜋𝜋 2 𝑆𝑆 2 Таким образом, индуктивное сопротивление вносит существенный вклад при полёте на малой скорости (и, как следствие, на больших углах атаки). Оно также увеличивается при увеличении веса самолёта. 4. У современных самолетов внешние формы крыльев ориентированы на достижение высоких крейсерских скоростей полета, это приводит к тому, что крылья на режимах взлета и посадки, когда скорости близки к минимальным, не создают достаточной подъемной силы. Чтобы устранить этот недостаток применяют механизацию крыла. 41 Механизацией крыла называются устройства, предназначенные для изменения аэродинамических характеристик крыла с целью увеличения подъемной силы на режимах взлета и посадки. Увеличение подъемной силы крыла при использовании механизации происходит в основном за счет увеличения коэффициента подъемной силы Cya, а также за счет некоторого увеличения площади крыла Sкр. Чем больше вогнутость профиля, тем больше будет и коэффициент подъемной силы Cya при том же угле атаки. Чтобы увеличить вогнутость профиля применяется механизация задней кромки крыла (см. рис. 29). Рисунок 29. Средства механизации задней кромки крыла Простейшей механизацией задней кромки крыла является отклоняемый вниз щиток. Выдвижной щиток позволяет не только увеличить вогнутость профиля в выпущенном положении, но и увеличить площадь крыла. Простой закрылок также лишь увеличивает вогнутость профиля, а выдвижной, кроме того, позволяет увеличить площадь крыла. Чаще всего выдвижной закрылок делается щелевым. Щель создается для того, чтобы воздух с нижней поверхности крыла мог перетекать на верхнюю поверхность и ускорять поток, обдувающий закрылок сверху. Это делается для того, чтобы при больших углах отклонения закрылка не происходило отрыва пограничного слоя с его поверхности. 42 Механизация передней кромки (см. рис. 30) слабо влияет на вогнутость профиля, по крайней мере, этим влиянием можно пренебречь. Ее роль заключается в том, чтобы затянуть начало отрыва пограничного слоя на большие углы атаки. Это позволяет повысить максимальное значение Cya за счет увеличения критического угла атаки. Щитки Крюгера и отклоняемые носки в выпущенном положении уменьшают пик разрежения в районе носовой части профиля, предотвращая тем самым отрыв потока в этом месте. Предкрылки, кроме того, имеют щель подобно той, что используется в щелевых закрылках. Через эту щель воздух перетекает с нижней поверхности профиля на верхнюю, увеличивая при этом скорость потока, что повышает его устойчивость к отрыву. Рисунок 30. Средства механизации передней кромки крыла На рис. 31 показано влияние механизации на коэффициент подъемной силы крыла. Рисунок 31. Влияние механизации крыла на вид зависимости 𝐶𝐶𝑦𝑦𝑦𝑦 = 𝑓𝑓(𝛼𝛼) 43 Кроме использования описанной выше механизации крыла для улучшения взлетно-посадочных характеристик самолета используются различные энергетические методы. Они основаны на использовании энергии основных или вспомогательных силовых установок. Здесь может использоваться сжатый воздух, отбираемый от компрессора, струя воздуха, выдуваемая из сопла реактивного двигателя, а также воздух, отбрасываемый воздушным винтом. Эти мероприятия позволяют привнести дополнительную энергию в поток, что затягивает отрыв пограничного слоя на больших углах атаки. При этом также растет скорость потока, обдувающего крыло, что непосредственно увеличивает подъемную силу. 44 2. ОСНОВЫ КОНСТРУКЦИИ ВОЗДУШНЫХ СУДОВ И АВИАДВИГАТЕЛЕЙ 2.1. Основы конструкции планера самолета 2.1.1. Основные элементы конструкции самолета. 1. Силовые элементы конструкции самолета. 2. Составные части самолета. 1. В классическом варианте самолет представляет собой планер (фюзеляж, крылья, хвостовое оперение, мотогондолы), оснащенный силовой установкой, шасси и системами управления. Кроме того, неотъемлемой частью современных самолетов является авионика (авиационная электроника), призванная контролировать все органы и системы воздушного судна и в значительной степени упрощать участь пилотов. Бывают и другие конструктивные схемы, однако они встречаются гораздо реже и, как правило, в военном авиастроении. Так, к примеру, бомбардировщик В-2 сконструирован по схеме «летающее крыло». А яркий представитель самолетостроения в России – истребитель Миг-29 - выполнен по «несущей схеме». В ней понятие «фюзеляж» заменено на «корпус». В зависимости от назначения, самолеты делятся на две крупные группы: гражданские и военные. Гражданские модели подразделяются на пассажирские, грузовые, учебные и машины специального использования. Пассажирские версии отличаются тем, что большую часть их фюзеляжа занимает специально оборудованный салон. Внешне их можно узнать по большому количеству иллюминаторов. Пассажирские воздушные суда подразделяются на: местные (летают на дистанции менее 2 тыс. км); средние (2-4 тыс. км); (дальние 4-9 тыс. км); и межконтинентальные (более 11 тыс. км). Грузовые воздушные суда бывают: легкими (до 10 т груза), средними (10-40 т груза) и тяжелыми (более 40 т груза). Самолеты специального назначения могут быть: санитарными, сельскохозяйственными, разведывательными, противопожарными и предназначенными для аэрофотосъемки. Учебные модели, соответственно, необходимы для обучения начинающих пилотов. В их конструкции могут отсутствовать вспомогательные элементы, такие как кресла пассажирского салона и прочее. То же самое касается и опытных версий, которые используются при испытаниях самолетов новой модели. Военные самолеты, в отличие от гражданских, не имеют комфортного салона и иллюминаторов. Все пространство фюзеляжа в них занято 45 системами вооружения, оборудованием для разведки, системами связи и прочими агрегатами. Боевые самолеты подразделяются на: истребители, бомбардировщики, штурмовики, разведчики, транспортные, а также всяческие машин специального назначения. Конструктивно-силовая схема крыла должна обеспечивать противодействие силам сдвига, кручения и изгиба, возникающим во время полета. Ее надежность обуславливается использованием прочного каркаса из продольных и поперечных элементов, а также прочной обшивки. Продольные элементы каркаса крыла представлены лонжеронами и стрингерами. Лонжероны выполняются в виде фермы или монолитной балки. Они размещаются по всему внутреннему объему крыла с определенным интервалом. Лонжероны придают конструкции жесткость и нивелируют воздействие поперечных и сгибающих сил, возникающих на той или иной стадии полета. Стрингеры играют роль компенсатора осевого усилия сжатия и растяжения. Они также нивелируют местные аэродинамические нагрузки и повышают жесткость обшивки. Поперечные элементы каркаса крыла представлены нервюрами. В данной конструкции они могут выполняться в виде ферм или тонких балок. Нервюры обуславливают профиль крыла и придают его поверхности жесткость, необходимую при распределении нагрузки в момент формирования полетной воздушной подушки. Также они служат для более надежного крепления силовых агрегатов. Обшивка не только придает крылу необходимую форму, но и обеспечивает максимальную подъемную силу. Наравне с другими элементами каркаса, она увеличивает жесткость конструкции и нивелирует воздействие внешних нагрузок. Крылья самолетов могут отличаться по конструктивным особенностям и функциональности обшивки. Выделяют два главных типа: − Лонжеронные. Отличаются небольшой толщиной обшивки, которая образует замкнутый контур с ребрами лонжеронов. − Моноблочные. Основное количество внешней нагрузки распределяется по поверхности толстого слоя обшивки, закрепленного набором 46 стрингеров. В таком случае обшивка может быть как монолитной, так и состоять из нескольких слоев. Говоря о конструкции крыла, стоит отметить, что его стыковка и последующее крепление должны выполняться таким образом, чтобы в конечном итоге обеспечивалась передача и распределение крутящего и изгибающего моментов, которые могут возникнуть в разных режимах эксплуатации самолетов. Двигатель является важнейшим элементом в конструкции самолета, ведь без него воздушное судно не сможет даже взлететь. Первые самолеты летали совсем недолго и могли вмещать всего лишь одного пилота. Причина тому проста – маломощные моторы, не позволяющие развить достаточную тяговую силу. Чтобы самолеты научились перевозить сотни пассажиров и неподъемные грузы, конструкторам всего мира пришлось немало потрудиться. За всю эволюцию «железных птиц» было использовано немало типов моторов: − Паровые. Принцип работы таких двигателей основан на превращении энергии пара в движение, которое передается на винт самолета. Так как паровые моторы имели низкий коэффициент полезного действия, они использовались авиационной промышленностью совсем недолго. − Поршневые. Это стандартные моторы внутреннего сгорания, по конструкции напоминающие двигатели автомобилей. Принцип их работы заключается в передаче тепловой энергии в механическую. Простота в изготовлении и доступность материалов обуславливают использование таких силовых установок на некоторых моделях самолетов до настоящего времени. Несмотря на небольшой КПД (около 55%), эти моторы пользуются определенной популярностью благодаря своей неприхотливости и надежности. − Реактивные. Такие моторы преобразуют энергию интенсивного сгорания топлива в тягу, необходимую для полета. На сегодняшний день реактивные двигатели используются в строительстве самолетов наиболее широко. − Газотурбинные. Принцип работы этих двигателей основан на пограничном нагреве и сжатии газа сгорания топлива, направленного на вращение турбины. Они используются преимущественно в военных типах самолетов. − Турбовинтовые. Это один из подвидов газотурбинных моторов. Отличие состоит в том, что энергия, полученная при работе, преобразуется в приводную и вращает винт самолета. Незначительная часть энергии идет на формирование толкающей реактивной струи. Такие моторы применяют главным образом в гражданской авиации. − Турбовентиляторные. В этих двигателях реализовано нагнетание дополнительного воздуха, необходимого для полного сгорания горючего, благодаря чему удается достичь максимальной 47 эффективности и экологической благоприятности силовой установки. Моторы такого типа широко применяются в строительстве крупных авиалайнеров. Список моторов, которые авиаконструкторы когда-либо пытались установить на воздушные суда, рассмотренным перечнем не ограничивается. В разные времена предпринималась масса попыток по созданию всяческих инновационных силовых агрегатов. К примеру, в прошлом веке велись серьезные работы по созданию атомных авиационных моторов, которые не прижились из-за высокой экологической опасности, в случае крушения самолета. Обычно двигатель устанавливается на крыло или фюзеляж самолета посредством пилона, через который к нему подводятся приводы, топливные трубки и прочее. В таком случае мотор облачают в защитную мотогондолу. Существуют также самолеты, в которых силовая установка находится непосредственно внутри фюзеляжа. На воздушных судах может быть от одного (Ан-2) до восьми (В-52) двигателей. 2. В классическом варианте самолет представляет собой планер (фюзеляж, крылья, хвостовое оперение, мотогондолы), оснащенный силовой установкой, шасси и системами управления. Фюзеляж воздушного судна является основной частью, выполняющей несущую функцию. Именно на него крепятся все элементы конструкции самолета. Снаружи это: крылья с мотогондолами, оперение и шасси, а изнутри – кабина управления, технические помещения и коммуникации, а также грузовой или пассажирский отсек, в зависимости от принадлежности судна. Каркас фюзеляжа собирается из продольных (лонжероны и стрингеры) и поперечных (шпангоуты) элементов, которые впоследствии обшиваются металлическими листами. В легких самолетах вместо металла используется фанера или пластик. Пассажирские машины могут быть узко- и широкофюзеляжными. В первом случае диаметр поперечного сечения корпуса составляет в среднем 248 3 метра, а во втором – от шести метров. Широкофюзеляжные самолеты имеют, как правило, две палубы: верхнюю - для пассажиров, и нижнюю - для багажа. При проектировании фюзеляжа особое внимание уделяют прочностным характеристикам и весу конструкции. В этой связи имеют место такие меры: − Форма самолета проектируется таким образом, чтобы подъемная сила была максимальной, а лобовое сопротивление воздушным массам – минимальным. Объем и габариты машины должны идеально соотноситься друг с другом. − Для увеличения полезного объема корпуса, при проектировании предусматривается максимально плотная компоновка обшивки и несущих элементов фюзеляжа самолета. − Крепления силовой установки, взлетно-посадочных элементов и крыловых сегментов стараются сделать максимально простыми и надежными. − Места размещения пассажиров и крепления грузов или расходных материалов проектируются таким образом, чтобы в разных условиях эксплуатации самолета его баланс оставался в пределах допустимого отклонения. − Места для размещения экипажа должны обеспечивать комфортное управление воздушным судном, доступ к главным приборам навигации и максимально эффективное управление в случае непредвиденных ситуаций. − Компоновка самолета выполняется таким образом, чтобы при его обслуживании мастера имели возможность беспрепятственно продиагностировать необходимые узлы и агрегаты самолета и при необходимост, провести их ремонт. Фюзеляж самолета должен быть достаточно прочным, чтобы противостоять нагрузкам, возникающим в разных полетных условиях, а именно: − Нагрузкам, возникающим в точках крепления основных элементов корпуса (крылья, оперение, шасси) во время взлета и приземления. − Аэродинамическим нагрузкам, возникающим во время полета, с учетом работы агрегатов, инерционных сил и функционирования вспомогательного оборудования. − Нагрузкам, связанным с перепадами давления, которые возникают при летных перегрузках в герметически ограниченных отсеках самолета. Важным конструктивным элементом любого самолета является крыло. Они создают подъемную силу, необходимую для полета, и позволяют осуществлять маневрирование. Кроме того, крыло самолета используют для размещения силового агрегата, топливных баков, навесного оборудования и взлетно-посадочных устройств. Правильное соотношение веса, жесткости, прочности, аэродинамики и качества изготовления этого конструктивного 49 элемента обуславливает характеристики самолета. надлежащие летные и эксплуатационные Крыло самолета состоит из таких частей: − Корпус, который состоит из каркаса (лонжероны, стрингеры и нервюры) и обшивки. − Предкрылки и закрылки, которые обеспечивают взлет и посадку самолета. − Интерцепторы и элероны, с помощью которых пилот может менять направление полета самолета. − Тормозные щитки, служащие для более быстрой остановки самолета в момент посадки. − Пилоны, на которые крепятся силовые установки. К фюзеляжу крыло крепится через центроплан – элемент, соединяющий правое и левое крыло и частично проходящий через фюзеляж. У низкопланов центроплан располагается в нижней части фюзеляжа, а у высокопланов – в верхней. У боевых машин он может и вовсе отсутствовать. Во внутренних полостях крыла (у больших судов) обычно устанавливаются баки для топлива. У легких самолетов-истребителей дополнительные топливные баки могут подвешиваться на специальных консольных креплениях. Об особенностях конструктивно-силовой схемы крыла читайте в пункте 1 данной темы. Оперение самолета позволяет менять траекторию его движения. Оно может быть хвостовым и носовым (используется реже). В большинстве случаев хвостовое оперение представлено вертикальным килем (или же несколькими килями, обычно их два) и горизонтальным стабилизатором, по конструкции напоминающим крыло уменьшенного размера. Благодаря килю регулируется путевая устойчивость самолета, то есть устойчивость по оси движения, а благодаря стабилизатору – продольная (по тангажу). Горизонтальное оперение может устанавливаться на фюзеляж или поверх килей. Киль, в свою очередь, ставится на фюзеляж. Существуют разные 50 вариации компоновки хвостового оперения, но в большинстве случаев она выглядит именно так. Некоторые военные самолеты дополнительно оснащаются носовым оперением. Это необходимо для обеспечения должной путевой устойчивости на сверхзвуковых скоростях. Об особенностях силовой установки читайте в пункте 1 данной темы. Органами управления самолета называют комплекс бортового оборудования, а также командные и исполнительные приборы. Подача команд происходит из кабины пилота, а выполняется элементами крыла и оперения. В разных самолетах могут использовать различные виды систем управления: ручная, автоматизированная и полуавтоматическая. Независимо от вида системы, рабочие органы подразделяют на основные и дополнительные. Основное управление. Включает в себя действия, которые отвечают за регулировку режимов полета и восстановление баланса судна в заранее установленных параметрах. К органам основного управления относятся: − Рычаги, которые непосредственно управляются пилотом (рули высоты, рули горизонта, штурвал, командные панели). − Коммуникации, служащие для соединения управляющих рычагов с исполнительными механизмами. − Исполнительные устройства (стабилизаторы, элероны, спойлерные системы, подкрылки и закрылки). Дополнительное управление. Используется только при взлетном и посадочном режиме. Независимо от того, ручное или автоматическое управление реализовано в конструкции самолета, только пилот может собирать и анализировать информацию о состоянии систем самолета, показателях нагрузки и соответствии траектории с планом. И что самое главное, только он способен принять решение, максимально эффективное в сложившейся обстановке. Взлет и посадка являются довольно сложными и ответственными этапами полета. Они неизбежно сопряжены с сильными нагрузками, приходящимися на все элементы конструкции. Приемлемый разгон для поднятия многотонного судна в небо и мягкое касание посадочной полосы при его посадке обеспечивает надежно сконструированная взлетнопосадочная система (шасси). Данная система также необходима для стоянки машины и ее руления при езде по аэропорту. Шасси самолета состоит из демпферной стойки, на которой закреплена колесная тележка (у гидропланов вместо нее используется поплавок). Конфигурация шасси зависит от массы самолета. Чаще всего встречаются такие варианты взлетно-посадочной системы: − Две основных стойки и одна передняя (А-320, Ту-154). − Три основных стойки и одна передняя (Ил-96). Четыре основных стойки и одна передняя ("Боинг-747"). 51 − Две основных стойки и две передних (В-52). На ранних самолетах устанавливали пару основных стоек и заднее вращающееся колесо без стойки (Ли-2). Необычную схему шасси также имела модель Ил-62, которая оснащалась одной передней стойкой, парой основных стоек и выдвигающейся штангой с парой колес в самом хвосте. На первых самолетах стойки не использовали вовсе, а колеса крепились на простые оси. Колесная тележка может иметь от одной (А-320) до семи (Ан225) колесных пар. Когда самолет находится на земле, его управление осуществляется посредством привода, которым оснащена передняя стойка шасси. У судов с несколькими двигателями для этих целей может использоваться дифференциация режима работы силовой установки. Во время полета шасси самолета убирается в специально оборудованные отсеки. Это необходимо для уменьшения аэродинамического сопротивления. 2.1.2. Органы управления самолетом. 1. Рули направления, высоты, элероны. 2. Средства механизации крыла. 1. В процессе полета самолета должно обеспечиваться управление его пространственным положением. Для этой цели чаще всего используются аэродинамические рули. Рулями называются подвижные устройства, обтекаемые воздухом, предназначенные для изменения геометрических характеристик частей самолета с целью обеспечения его управления. На самолетах нормальной схемы рули располагаются на оперении и крыле. Оперение самолета делится на вертикальное и горизонтальное. На дозвуковых самолетах оперение состоит из неподвижных частей и рулей. Неподвижная часть вертикального оперения называется килем, подвижная – рулем направления (см. рис. 32). Руль направления обеспечивает управление самолетом по углу рыскания (вокруг нормальной оси связанной системы координат). Неподвижная часть горизонтального оперения называется стабилизатором, а подвижная – рулем высоты. Руль высоты обеспечивает управление самолетом по углу тангажа (вокруг поперечной оси). 52 Рисунок 32. Расположение аэродинамических рулей на самолете Для управления самолетом по углу крена (вокруг продольной оси) используются рули, носящие специфическое название – элероны. Эти рулевые поверхности располагаются на концевых частях крыла. Особенность элеронов состоит в том, что они всегда работают в паре, но отклоняются в противоположные стороны. Если левый элерон отклоняется вниз, то правый отклоняется вверх, и наоборот. Принцип действия рулей состоит в том, что отклоняясь, они изменяют кривизну средней линии профиля, т.е. вогнутость профиля (см. рис. 33), вследствие чего происходит изменение аэродинамических сил, действующих на крыло или оперение (в зависимости от того, где эти рули расположены). Это, в свою очередь, вызывает изменение действующих на самолет моментов, что приводит к повороту самолета вокруг той или иной оси. Рисунок 33. Изменение кривизны профиля с помощью аэродинамического руля Так, например, если на левом полукрыле отклонить элерон вверх, а на правом соответственно вниз (см. рис. 34), то на левой половине крыла 53 подъемная сила уменьшится, а на правой – увеличится. В результате возникнет момент вокруг продольной оси самолета ∆Mx, и самолет накренится на левое полукрыло. Рисунок 34. Создание момента крена с помощью элеронов 2. Кроме рулей самолет имеет, как правило, еще целый ряд подвижных устройств, которые также предназначены для изменения его геометрических характеристик. У современных самолетов внешние формы крыльев ориентированы на достижение высоких крейсерских скоростей полета, это приводит к тому, что крылья на режимах взлета и посадки, когда скорости близки к минимальным, не создают достаточной подъемной силы. Чтобы устранить этот недостаток применяют механизацию крыла. Механизацией крыла называются устройства, предназначенные для изменения аэродинамических характеристик крыла с целью увеличения подъемной силы на режимах взлета и посадки. Увеличение подъемной силы крыла при использовании механизации происходит в основном за счет увеличения коэффициента подъемной силы Cya, а также за счет некоторого увеличения площади крыла Sкр. Выше было показано, что чем больше вогнутость профиля, тем больше будет и коэффициент подъемной силы Cya при том же угле атаки. Чтобы увеличить вогнутость профиля применяется механизация задней кромки крыла (см. рис. 35). 54 Рисунок 35. Средства механизации задней кромки крыла Простейшей механизацией задней кромки крыла является отклоняемый вниз щиток. Выдвижной щиток позволяет не только увеличить вогнутость профиля в выпущенном положении, но и увеличить площадь крыла. Простой закрылок также лишь увеличивает вогнутость профиля, а выдвижной, кроме того, позволяет увеличить площадь крыла. Чаще всего выдвижной закрылок делается щелевым. Щель создается для того, чтобы воздух с нижней поверхности крыла мог перетекать на верхнюю поверхность и ускорять поток, обдувающий закрылок сверху. Это делается для того, чтобы при больших углах отклонения закрылка не происходило отрыва пограничного слоя с его поверхности. Механизация передней кромки (см. рис. 36) слабо влияет на вогнутость профиля, по крайней мере, этим влиянием можно пренебречь. Ее роль заключается в том, чтобы затянуть начало отрыва пограничного слоя на большие углы атаки. Это позволяет повысить максимальное значение Cya за счет увеличения критического угла атаки. Щитки Крюгера и отклоняемые носки в выпущенном положении уменьшают пик разрежения в районе носовой части профиля, предотвращая тем самым отрыв потока в этом месте. Предкрылки, кроме того, имеют щель подобно той, что используется в 55 щелевых закрылках. Через эту щель воздух перетекает с нижней поверхности профиля на верхнюю, увеличивая при этом скорость потока , что повышает его устойчивость к отрыву. Рисунок 36. Средства механизации передней кромки крыла На рис. 37 показано влияние механизации на коэффициент подъемной силы крыла. Рисунок 37. Влияние механизации крыла на вид зависимости Суа = 𝑓𝑓(𝑎𝑎) Кроме использования описанной выше механизации крыла для улучшения взлетно-посадочных характеристик самолета используются различные энергетические методы. Они основаны на использовании энергии основных или вспомогательных силовых установок. Здесь может 56 использоваться сжатый воздух, отбираемый от компрессора, струя воздуха, выдуваемая из сопла реактивного двигателя, а также воздух, отбрасываемый воздушным винтом. Эти мероприятия позволяют привнести дополнительную энергию в поток, что затягивает отрыв пограничного слоя на больших углах атаки. При этом также растет скорость потока, обдувающего крыло, что непосредственно увеличивает подъемную силу. 57 2.2. Основные системы воздушного судна. 2.2.1. Приборное оборудование самолета. 1. Пилотажные приборы. 2. Навигационные приборы. 3. Приборы контроля работы систем и агрегатов. В кабине современного самолета имеется большое количество приборов и оборудования различного назначения (пилотажные, пилотажнонавигационные приборы, приборы контроля работы силовой установки, радио — и радиолокационное оборудование, кислородные приборы и др.), рычагов управления, ручек, переключателей, кнопок, сигнализаторов, необходимых для управления самолетом, выполнения полетного или боевого задания и спасения при авариях. На самолетах выпуска 60-70х годов в кабине экипажа имеется от 80 до 100 различных приборов, переключателей и других устройств. Естественно, что наблюдение за всеми этими приборами и работа с оборудованием требуют от каждого члена экипажа большого внимания и опыта. В процессе полета экипаж, зная летно-технические характеристики (ЛТХ) самолета, вертолета, должен знать: 1. Скорость полета, − Воздушная; − Путевая; − Скорость числа М. 2. Высоту полета, − Истинную; − Относительную; − Абсолютную; − Высоту эшелона. 3. Направление полета. 4. Положение в пространстве – углы крена ЛА. 5. Вертикальная скорость - скороподъемность ЛА. 6. Углы скольжение ЛА. 7. Фактическую перегрузку в данный момент времени. 8. Параметры работы СУ, ВСУ. 9. Давление воздушной среды наружное (за бортом) и внутрикабинное. 10. Параметры работы всех систем ЛА. 11. Температуру наружного воздуха. ЛТХ предписаны в РЛЭ конкретного самолета, вертолета и не могут быть изменены экипажем в процессе полета, т.к это приводит к потере управляемости, устойчивости, разрушению конструкции и как следствие к авиационному происшествию, катастрофе. Основные параметры ЛТХ в полете 58 К основным параметрам ЛТХ обеспечивающим безопасность полета относятся: − Vмак – скорость максимальная, − Vкрейс – скорость крейсерская, − Vмин – скорость минимальная, − Vвзлета – скорость взлета, − Vпосадки– скорость посадки, − Нмак – высота максимальная, − Нкрейс – в =ысота крейсерская, − nмакс – максимально допустимая перегрузка, − Мак – угол по тангажу, − Мак – угол по крену. − Курс – путевой угол (направление полета). Контроль этих параметров осуществляется соответствующими приборами, входящими в различные системы ЛА, см. таблицу. Таблица 2. Пилотажно-навигационные параметры Наименование параметра Обозначение Применяемый измеритель Углы: Гирополукомпас, курсовая ∆𝜓𝜓 − рысканья система Авиагоризонт, гировертикаль 𝑣𝑣 − тангажа Авиагоризонт, гировертикаль 𝛾𝛾 − крена ψ, ψМ, ψК, ψ0 Гироиндукционный компас, − курса курсовая система Истинная воздушная Измеритель скорости, 𝑉𝑉 скорость Система воздушных сигналов Индикаторная скорость Измеритель скорости, 𝑉𝑉𝑢𝑢 система воздушных сигналов Число Маха Система воздушных 𝑀𝑀 сигналов Путевая скорость Доплеровский измеритель 𝑉𝑉𝑛𝑛 скорости и угла сноса Высота полета 𝐻𝐻, 𝐻𝐻ист , 𝐻𝐻отн Корректор задатчик высоты, система воздушных сигналов Боковое отклонение Автоматическое 𝑍𝑍 навигационное устройство, Пройденное расстояние 𝐿𝐿 навигационное вычислительное устройство Вертикальная скорость Вариометр, 𝑉𝑉в дифференцирующее 59 Угол атаки Угол скольжения Угловая скорость Угловое ускорение Угол сноса Перегрузка Частота вращения Температура в двигателе Давление в двигателе Перепад давления на турбине Расход топлива Количество топлива в баках Параметры атмосферы: − плотность − относительная плотность − температура α 𝛽𝛽 𝜔𝜔 𝜔𝜔́ 𝛽𝛽с 𝑛𝑛𝑛𝑛 𝑛𝑛 𝑇𝑇 𝑃𝑃 𝜀𝜀т 𝐺𝐺 𝑉𝑉𝑇𝑇 ρ ∆𝑛𝑛 𝑇𝑇 устройство Датчик угла атаки Датчик угла скольжения Датчик угловой скорости Дифференцирующее устройство Доплеровский измеритель скорости и угла сноса Датчик перегрузок Измеритель частоты вращения (тахометр) Термометры Манометры Дифманометр Расходомеры Топливомеры Плотномеры Термометр Скорость полета Самолет относительно воздушной массы перемещается с воздушной скоростью в направлении своей продольной оси. Одновременно под действием ветра он перемещается вместе с воздушной массой в направлении и со скоростью ее движения. В результате движение самолета относительно земной поверхности будет происходить по равнодействующей, построенной на слагаемых скоростях самолета и ветра. Воздушной скоростью V называется скорость самолета относительно воздушной среды. Эту скорость самолет приобретает под действием силы тяги двигателей. Она делится на два вида: − истинная воздушная скорость ( True Airspeed (TAS) ) − приборная воздушная скорость ( Indicated Airspeed (IAS) ) Истинная скорость – это фактическая скорость полета самолета относительно воздуха. Приборная скорость – эта та скорость, которую летчик видит в своей кабине на приборе-указателе скорости. Путевой скоростью W называется скорость самолета относительно земной поверхности. На ее величину влияет ветер, который уменьшает или увеличивает скорость движения воздуш-ного судна относительно земной поверхности. 60 Она рассчитывается на основании истинной скорости с учетом скорости. Вектором воздушной скорости (V) называется направление и скорость движения самолета относительно воздушных масс. Его направление определяется курсом самолета, а величина — значением воздушной скорости. Высота полёта — расстояние по вертикали от определённого уровня до воздушного судна. В зависимости от уровня начала отсчёта различают высоты: − Истинную (Нист) - от уровня точки, находящейся непосредственно под воздушным судном; − Относительную (Нотн) - от уровня порога ВПП, уровня аэродрома, наивысшей точки рельефа и т. п.; − Абсолютную (Набс) - от уровня моря; − Высота эшелона (Нэш) - высота полета, измеряемая от уровня изобарической поверхности с давлением 760мм рт.ст. Давление воздушной среды - давление оказываемое воздушной средой на единицу поверхности: Статическое – давление, испытываемое единицей поверхности неподвижного тела в неподвижной воздушной среде. Полное давление – давление, испытываемое единицей поверхности направление которой перпендикулярно направлению набегающего потока. Динамическое – разность между полным и статическим давлениями. 3. Приборы и системы контроля работы силовых установок и агрегатов летательных аппаратов (ЛА) предназначены для измерения рабочих пара-метров силовых установок и положения элементов ЛА и выдачи электрических сигналов, пропорциональных этим параметрам, на приборы визуального контроля, световые табло, а также в системы автоматического управления работой силовых установок. Рабочими параметрами силовых установок являются: температура и давление рабочих жидкостей и газов; частота вращения роторов силовых ус-тановок; запас и расход топлива, масел, газов; угловое или линейное пере-мещение элементов ЛА и силовых установок. 61 К приборам и системам относятся: авиационные манометры; авиаци-онные термометры; авиационные тахометры; датчики и сигнализаторы; ука-затели положения элементов ЛА (крыло, щиткизакрылки, конусы и створки воздухозаборников и др.). К ним относятся также топливоизмерительные системы: топливомеры, расходомеры, топливомерно-расходомерные системы, системы управления заправкой и выработкой топлива. Рабочими жидкостями и газами силовых установок и агрегатов летательных аппаратов являются: авиационное топливо (керосин); масло в сис-темах смазки и в гидросистемах; сжатые газы (воздух, азот, кислород); газы, выходящие из сопла силовой установки. 2.2.2. Органы управления механизацией и двигателями. 1. Расположение и принцип управления работой двигателей. 2. Расположение и принцип управления механизацией крыла. Впервые самолет с турбореактивным двигателем (ТРД) поднялся в воздух в 1939 году. С тех пор устройство двигателей самолетов совершенствовалось, появились различные виды, но принцип работы у всех них примерно одинаковый. Чтобы понять, почему воздушное судно, имеющий столь большую массу, так легко поднимается в воздух, следует узнать, как работает двигатель самолета. ТРД приводит в движение воздушное судно за счет реактивной тяги. В свою очередь, реактивная тяга является силой отдачи струи газа, которая вылетает из сопла. То есть получается, что турбореактивная установка толкает самолет и всех находящихся в салоне людей с помощью газовой струи. Реактивная струя, вылетая из сопла, отталкивается от воздуха и таким образом, приводит в движение воздушное судно. 62 Рисунок 38. Устройство турбовентиляторного двигателя ТРД состоит из нескольких основных элементов: − вентилятор; − компрессор; − камера сгорания; − турбина; − сопло. Перед турбиной установлен вентилятор. С его помощью воздух затягивается в установку извне. В таких установках используются вентиляторы с большим количеством лопастей определенной формы. Размер и форма лопастей обеспечивают максимально эффективную и быструю подачу воздуха в турбину. Изготавливаются они из титана. Помимо основной функции (затягивания воздуха), вентилятор решает еще одну важную задачу: с его помощью осуществляется прокачка воздуха между элементами ТРД и его оболочкой. За счет такой прокачки обеспечивается охлаждение системы и предотвращается разрушение камеры сгорания. Возле вентилятора расположен компрессор высокой мощности. С его помощью воздух поступает в камеру сгорания под высоким давлением. В камере происходит смешивание воздуха с топливом. Образующаяся смесь поджигается. После возгорания происходит нагрев смеси и всех расположенных рядом элементов установки. Камера сгорания чаще всего изготавливается из керамики. Это объясняется тем, что температура внутри камеры достигает 2000 градусов и более. А керамика характеризуется устойчивостью к воздействию высоких температур. После возгорания смесь поступает в турбину. 63 Двигатели для самолетов бывают различных типов: − классические; − турбовинтовые; − турбовентиляторные; − прямоточные. Классические установки работают по принципу, описанному выше. Такие двигатели устанавливают на воздушных судах различной модификации. Турбовинтовые функционируют несколько иначе. В них газовая турбина не имеет механической связи с трансмиссией. Эти установки приводят самолет в движение с помощью реактивной тяги лишь частично. Основную часть энергии горячей смеси данный вид установки использует для привода воздушного винта через редуктор. В такой установке вместо одной присутствует 2 турбины. Одна из них приводит компрессор, а вторая – винт. В отличие от классических турбореактивных, винтовые установки более экономичны. Но они не позволяют самолетам развивать высокие скорости. Их устанавливают на малоскоростных воздушных судах. ТРД позволяют развивать гораздо большую скорость во время полета. Турбовентиляторные двигатели представляют собой комбинированные установки, сочетающие элементы турбореактивных и турбовинтовых двигателей. Они отличаются от классических большим размером лопастей вентилятора. И вентилятор, и винт функционируют на дозвуковых скоростях. Скорость перемещения воздуха понижается за счет наличия специального обтекателя, в который помещен вентилятор. Такие двигатели более экономично расходуют топливо, чем классические. Кроме того, они характеризуются более высоким КПД. Чаще всего их устанавливают на лайнерах и самолетах большой вместительности. Прямоточные воздушно-реактивные установки не предполагают использование подвижных элементов. Воздух втягивается естественным путем благодаря обтекателю, установленному на входном отверстии. После поступления воздуха двигатель работает аналогично классическому. В систему запуска авиационных двигателей входят агрегаты и устройства, обеспечивающие предварительную раскрутку ротора двигателя (электростартеры, турбостартеры, воздушные стартеры); агрегаты, обеспечивающие подачу топлива, воспламенение горючей смеси и работу двигателя в процессе запуска (топливные автоматы запуска, топливные насосы, фильтры, пусковые форсунки, воспламенители, пусковые катушки, свечи и т. п.); агрегаты и устройства, обеспечивающие необходимую последовательность автоматичности работы системы запуска (пусковые панели, коробки, комплексные автоматы запуска и т. п.). Пусковые коробки (панели) предназначены для управления запуском двигателя. Управление производится по заранее заданной программе: в зависимости от времени, скорости вращения ротора двигателя или используются оба способа управления запуском. 64 Для управления запуском двигателя по времени применяют пусковые панели типа ПС, АВП, АВ, АПД, КАЗ, которые состоят из автомата времени пуска и групп реле, размещенных в одной коробке. 2. Основное назначение механизации крыла—это прежде всего снижение взлетно-посадочных скоростей путем создания большого коэфициента подъемной силы на этих режимах полета. Как известно, величина посадочной скорости оказывает существенное влияние на безопасность выполнения посадки. В связи с этим наблюдается определенная тенденция применения все более мощной механизации крыла. Наиболее распространенной конфигурацией механизированного крыла является крыло, которое содержит в носовой части предкрылки, а в хвостовой части закрылки. Наряду с предкрылками в носовой части крыла используются также щитки Крюгера. Конструкция закрылков может быть различной—от простых однозвенных поворотных закрылков до сложных многозвенных закрылков типа Фаулера, которые помимо вращательного движения имеют также и поступательное движение, чем достигается одновременно изменение кривизны профиля крыла и увеличение площади крыла. По соображениям безопасности полета выпуск и уборка предкрылков и закрылков должны осуществляться в разные моменты времени—при выпуске вначале отклоняются предкрылки, а затем закрылки; при уборке сначала убираются закрылки, а затем предкрылки. Поэтому предкрылки и закрылки обычно имеют независимые системы управления со своими исполнительными устройствами. Традиционно сложилось мнение, что системы управления механизацией крыла с точки зрения безопасности полета являются второстепенными системами, т. е. при их отказе возможно безопасное завершение полета. Однако значимость этих систем для безопасности полета существенно возросла в последнее время вследствие значительного увеличения их эффективности. Поэтому к ним в настоящее время предъявляются повышенные требования по надежности. Аэродинамические поверхности механизации крыла, используемые на взлетно-посадочных режимах, обычно имеют небольшие скорости отклонения, например, время полной перекладки из одного крайнего положения в другое составляет 30 — г — 40с. Эта скорость перекладки ограничивается энергетикой приводов. За это время летчик имеет возможность компенсировать изменение балансировки самолета, вызванное изменением конфигурации самолета. Поскольку средства механизации размещаются на крыле и. непосредственно влияют на подъемную силу, в целях обеспечения безопасности полета к ним предъявляются три основных требования: 1) . Должен исключаться несимметричный выпуск (или уборка) средств механизации, приводящий к непарируемому моменту крена; 2) . Должен исключаться самопроизвольный выпуск(или уборка) средств механизации в полете; 65 3) . При несрабатывании средств механизации в полете должна обеспечиваться возможность безопасного завершения полета(включая возможность ухода самолета на аэродром другого класса(с большей длиной ВПП). В общем принципы построения систем управления механизацией крыла в основном определяются двумя важными вопросами: − получение максимальной эффективности при использовании механизации, что в большей степени является аэродинамической задачей. Эта задача решается выбором определенного типа механизации для данной компоновки крыла и самолета, места ее расположения на крыле, координации работы средств механизации на различных режимах полета с учетом работы органов управления для получения максимального эффекта − обеспечение высокой безопасности полета как при нормальной работе механизации, так и при возможных отказах в ней. Для решения этой задачи используются различные конструктивные и структурные методы. Далее основное внимание уделено второму вопросу—принципам обеспечения высокой надежности системы управления механизацией крыла. Одно из основных положений, на основе которого строится концепция безопасности полета при отказе СУМК, состоит в том, что самолет должен завершать безопасный полет в гладкой конфигурации крыла при убранных закрылках. Это положение выполняется для всех пассажирских самолетов. При этом допускается увеличение посадочной скорости и длины пробега при посадке. При этой ситуации потребуется более длинная ВПП. Самолет может оказаться в положении с убранными закрылками в гладкой конфигурации в результате отказов в СУМК, когда становится невозможным выпуск закрылков. Закрылки и предкрылки имеют, как правило, независимые системы управления со своими приводами. Такая структура позволяет обеспечить большую эффективность механизации и повысить безопасность полета. Например, при отказе закрылков возможно использование предкрылков или, наоборот, если отказывают предкрылки, то имеется возможность отклонения закрылков на посадке на некоторый промежуточный угол. На большинстве пассажирских самолетов отклонение закрылков и предкрылков производится вращательными электрическими или гидравлическими приводами и шариковыми или самотормозящимися подъемниками. Однако имеются самолеты, например, DC-8,-9,-10, на которых для отклонения закрылков используются поступательные гидравлические приводы. Приводы закрылков и предкрылков, как правило, дублированы. Объединение вращательных приводов осуществляется по дифференциальной схеме(при наличии единой трансмиссии).При отказе любого из них выпуск и 66 уборка механизации может быть произведена одним исправным приводом, но с уменьшенной вдвое скоростью. На некоторых самолетах(например, В747, Ан-124)для повышения безопасности полета применяются внутренние и внешние секции закрылков, отклонение которых производится от автономных подсистем, содержащих свою трансмиссию и привод. При отказе любой из подсистем обеспечивается возможность работы другой. Необходимость такой меры безопасности вызвана возможностью возникновения в СУМК механических отказов типа заклинение или рассоединение(разрушения). При нерезервированной трансмиссии один отказ такого типа выводит СУМК из строя. Учитывая, что в соответствии с последними требованиями FAR-25(CUIA) и НЛГС отказ типа рассоединения должен рассматриваться безотносительно к его вероятности возникновения, разработчики систем вынуждены принимать дополнительные меры безопасности в структуре СУМК, чтобы самолет не оказался в результате первого отказа(хотя и маловероятного рассоединения) прежде всего в гладкой конфигурации перед посадкой. Хотя и существует положение, согласно которому самолет должен совершать безопасную посадку и в гладкой конфигурации, однако ее выполнение производится с отклонением от нормальных процедур и требует от экипажа повышенного мастерства и определенных условий для выполнения посадки в этой ситуации(например, наличие аэродрома с удлиненной ВПП). Что касается механического отказа типа заклинення, то требования FAR — 25 и НЛГС допускают подтверждение практической невероятности такого отказа расчетными методами на основании имеющегося опыта проектирования подобных систем. Вместе с тем применение резервирования позволяет уйти от “общей точки” в СУМК, какой является, например, трансмиссия и сохранить ее работоспособность с некоторой потерей эффективности как при отказах типа рассоединения, так и заклинення. Важнейшим условием обеспечения безопасности полета является синхронное отклонение закрылков и предкрылков на консолях крыла Эта задача решается с помощью общей механической трансмиссии для всех секций (или группы секций, например, внутренних и внешних секций закрылков) левой и правой консолей крыла. Ввиду того, что механическая трансмиссия практически на всех пассажирских самолетах нерезервирована (главным образом из-за весовых ограничений), на случай ее рассоединения или разрушения предусматриваются специальные меры безопасности для исключения асинхронного отклонения секций закрылков. Эти меры включают: − применение электрической системы контроля; система контроля измеряет отклонение секций закрылков и в случае появления несинхронное™ в их отклонении выше допустамого уровня (A S Зак ^ 2…5°) выдает сигнал на выключение системы убавления закрылками(предкрылками)и на стопорение системы; 67 − стопорение системы(трансмиссии) с помощью электро-магнитных тормозов, размещенных на концевых частях консолей крыла (на конце трансмиссии). Кроме того, для повышения надежное™ работы трансмиссии предусматриваются специальные меры, ограничивающие на нее нагрузки. К ним отаосятея: − применение муфт предельного момента, с помощью которых ограничивается момент от привода, в том числе при заклинении или“затирании”транемиесии; − применение системы автоматаческого ограничения нагрузок на закрылки (и соответственно на трансмиссию) в зависимое™ от скороста полета (В747, А300В, DC-10). При увеличении скорости полета автоматически уменьшается угол отклонения закрылков. Наряду с этам применяется также мера, которая защищает закрылки от “просадки” со скоростью, превышающей допустимую (например, при разрушении выходного звена привода, связывающего привод с трансмиссией). В случае превышения скорости просадки выше допустамой выдается сигнал на электромагнитаые тормоза трансмиссии, которые фиксируют закрылки. Отмеченные функции защиты от асимметрии и само-произвольного ухода механизации крыла в СУМК отечественных пассажирских еамолетов(Ил-86, Ил-96-300, Ту-204 и др.) возложены на автономную систему управления электромагнитаыми тормозами типа СУЭТ-5. Управление приводами СУМК на большинстве зарубежных самолетов осуществляется с помощью механической (обычно тросовой) системы. В этом случае упрощается решение проблемы, связанной с самопроизвольным выпуском(или уборкой) закрылков и предкрылков. Практически на всех отечественных самолетах длительное время используется резервированное электродистанционное управление закрылками и предкрылками(Ил-62, Ту-154, Ил-76, Ил-86, Як-42, Ил-96-300, Ан-124 и др.). Электродистанционное управление является более перспективным вследствие большей гибкости в оптимизации характеристик системы, в расширении автоматизации управления закрылками и осуществлении унификации системы механизации. В последнее время существенно расширились функции СУМК современных и перспективных самолетов. К наиболее существенным из них относятся: − приведение закрылков и предкрылков во взлетное, посадочное и убранное положения, это обычно следящее перемещение закрылков в положение, заданное рычагом управления закрылком (основное) и дискретное—от нажимных переключателей(резервный режим); − защита от ассимметрии при обрыве трансмиссии или вала привода и от перегрузки приводом или внешней нагрузкой; 68 − автоматическая уборка закрылков до взлетного положения при уходе на второй круг; − автоматическая коррекция положения закрылков на взлетно— посадочных режимах полета по условиям обеспечения максимального аэродинамического качества(минимизация расхода топлива)и безопасности полета путем выдерживания требуемых запасов по скорости сваливания, а также ряд других функций. Реализация этих функций осуществляется аналого-цифровыми или цифровыми блоками управления и контроля. Каждый блок управления и контроля закрылков имеет два независимых самоконтролируемых канала. При отказе любого из каналов управление закрылками производится от исправного канала. В случае отказа двух каналов вычислителя управление закрылками возможно с помощью резервной цепи в обход вычислителей СУМК. На рис.63 представлена типовая структура СУМК. В состав СУМК входят следующие основные элементы: рычаг управления с задатчиками положения закрылков; цифровой вычислитель СУМК; электромеханический или электрогидравлический привод, состоящий из двух независимых каналов, объединенных с помощью дифференциального редуктора; механическая трансмиссия, обеспечивающая передачу момента от привода к закрылкам и одновременно осуществляющая синхронизацию их отклонения; винтовые механизмы(шариковые или самотормозящиеся), преобразующие вращательное движение трансмиссии в поступательное перемещение; муфты предельного момента, защищающие механическую систему от перегрузки; электромеханические тормоза, фиксирующие трансмиссию закрылков в случае появления несинхронности в их отклонении, концевые выключатели, защищающие систему от ударов об ограничители в крайних положениях; датчики отклонения закрылков, выдающие информацию о текущем положении закрылков; мультиплексные линии езязей, с помощью которых осуществляется комплексирование всех устройств СУМК. Указанная типовая структура может использоваться как единая для всех закрылков крыла(при общей трансмиссии), так и для группы секций закрылков в зависимости от требований к безопасности полета конкретного самолета при отказе СУМК. Естественно, что в последнем случае возрастает число элементов СУМК из-за более глубокого резервирования. Дальнейшее развитие СУМК будет направлено на расширение адаптивности крыла с целью повышения его несущих свойств, аэродинамического качества не только на взлетно-посадочных режимах, но и на других режимах, включая крейсерские режимы полета. Для решения этой задачи необходимо применение механизации крыла, состоящей из отдельных независимых секций, управляемых отдельными приводами от цифровой СУМК. Такая СУМК позволяет придать крылу желаемую кривизну профиля по размаху крыла в зависимости от режимов полета. Это потребует в связи с увеличением секций закрылков большого числа приводов для управления 69 механизацией. Фактически такая структура СУМК будет мало чем отличаться от структуры СШУ. Рисунок 39. Схема резервированной системы управления механизацией крыла 2.2.3. Электрическая система и вспомогательная силовая установка. 1. Система электропитания самолета. 2. Вспомогательная силовая установка. 1. Бортовая система электроснабжения летательных аппаратов (бортовая СЭС ЛА) — система электроснабжения, предназначенная для обеспечения бортового электрооборудования летательного аппарата электроэнергией требуемого качества. Системой электроснабжения принято называть совокупность устройств для производства и распределения электроэнергии. Начиная с 20-х годов прошлого века, на самолётах стали использоваться генераторы постоянного тока на 8, затем — на 12, и, наконец, на 27 вольт. Для питания бортового оборудования и систем ЛА в настоящее время применяется электроэнергия постоянного тока напряжением 28 вольт, переменного однофазного или трёхфазного с нейтралью тока с напряжением 200/115 вольт, частотой 400 Гц, переменного трёхфазного без нейтрали тока линейным напряжением 36 вольт, 400 герц. Суммарная мощность генераторов на борту может составлять от 20 кВт для небольших самолётов или вертолётов до 600 и более кВт для тяжёлых ЛА. 70 В состав бортовой СЭС входят источники тока, аппаратура регулирования, управления и защиты, собственно бортовая сеть с распределительными устройствами, устройствами защиты цепей потребителей, а также устройствами защиты от радиопомех, статического электричества и электромагнитных излучений. Различают первичные и вторичные источники электроэнергии. К первичным источникам относят бортовые электрогенераторы и аккумуляторные батареи. Ко вторичным источникам относят трансформаторы и преобразователи. Надёжность системы электроснабжения ЛА является одним из основополагающих факторов безопасности полёта. Поэтому предусматривается комплекс мер для надёжности функционирования и повышения живучести бортовой СЭС ЛА. Как правило, применяют основные, резервные и аварийные источники электроэнергии. Основные источники обеспечивают потребности в электроэнергии в нормальных условиях полёта. Резервные источники питают потребители при нехватке мощности основных источников, вызванной отказами в СЭС. Аварийные источники питают только жизненно важные системы ЛА (потребители первой категории), без которых невозможно безопасное завершение полёта. На электрооборудование летательных аппаратов действует ряд неблагоприятных факторов — вибрации, ускорения, большие перепады температуры и давления, ударные нагрузки, агрессивные среды паров топлива, масел и спецжидкостей, иногда очень едких и токсичных. Конструктивными особенностями агрегатов электрооборудования летательных аппаратов является очень высокое качество изготовления, высокая механическая и электрическая прочность при минимальном весе и габаритах, относительная простота в эксплуатации, полная взаимозаменяемость однотипных изделий и т. д. По принципу действия авиационные генераторы не отличаются от аналогичных наземных генераторов, но обладают рядом особенностей: малый вес и габариты, большая плотность тока якоря, принудительное воздушное, испарительное или жидкостное охлаждение, высокая частота вращения ротора, применение высококачественных конструкционных материалов. В качестве источников постоянного тока обычно применяют бесконтактные синхронные генераторы переменного тока и коллекторные генераторы постоянного тока. Генераторы устанавливаются на двигателях и вспомогательных силовых установках (ВСУ), при этом частота вращения турбовинтовых двигателей самолётов и вертолётов стабилизирована регулированием нагрузки двигателя за счёт изменения шага винта, а вот на турбореактивных двигателях частота вращения ротора может меняться в широких пределах и при жёстком механическом приводе на генератор переменного тока частота также существенно изменяется, что часто недопустимо по ТУ потребителей. Поэтому электрические сети строят по разным принципиальным схемам. Построение сети зависит от назначения ЛА, его конструктивных 71 особенностей и применяемого оборудования. Например, на самолёте Ту-134 в качестве основных источников электроэнергии применяются генераторы постоянного тока на двигателях, а для питания переменным током стабильной частоты 200/115 вольт, 400 Гц применяются электромашинные преобразователи. На большинстве ВС установлены генераторы переменного тока, выдающие ток стабильной частоты либо за счёт постоянной частоты вращения двигателя (ВСУ и многие турбовинтовые двигатели), либо за счёт привода постоянных оборотов (ППО, также называются приводами постоянной частоты вращения — ППЧВ). На летательных аппаратах в качестве вторичных источников тока применяются электромашинные преобразователи и статические полупроводниковые преобразователи (инверторы). Цифра в обозначении преобразователей выпуска СССР и России, как правило, обозначает его мощность в вольт-амперах. Электромашинный преобразователь представляет собой агрегат, состоящий из электродвигателя постоянного тока и генератора переменного тока (иногда — двух), механически закреплённых на одном валу. Принцип действия такого преобразователя основан на двукратном преобразовании электрической энергии в электрических машинах — двигателе и генераторе. Схема стабилизации оборотов (частоты вращения) обычно расположена в коробке управления. Наиболее широко распространены преобразователи серий ПО (однофазные на 115 вольт), ПТ (трёхфазные на 200/115 вольт или 36 вольт) и ПТО (комбинированные). При КПД в пределах 50-60 % мощность электромашинного преобразователя может быть от 125 ВА (ПТ-125Ц) до 6 кВА (ПО-6000). Электромашинные преобразователи требуют регулярного технического обслуживания (обычно через каждые 100 часов налёта или наработки) и контроля состояния щёточно-коллекторных узлов (ЩКУ) с заменой щёток токосъёмников по мере износа. Статические преобразователи преобразуют постоянный ток в переменный с помощью управляемых полупроводниковых приборов — транзисторов или тиристоров. Их шум и вибрации значительно ниже, чем у вращающихся преобразователей (из подвижных элементов — только вентилятор охлаждения, в маломощных преобразователях вообще отсутствующий), КПД может достигать 85 %, что особенно важно при аварийном питании самолёта от аккумуляторов. Распространены преобразователи ПТС-25 (работает в паре с резервным авиагоризонтом АГР72 и обеспечивает его постоянное автономное питание от аккумуляторов), ПТС-250 (вырабатывает напряжение 36 В обратной фазировки, требующейся в системе 36 В Ту-154 и некоторых других ВС), ПТС-800 (установлен, в частности, на Ту-204, Як-42, Ту-142МЗ, вертолёте Ка-27 и др.), ПТС-1600 и ПТС-2500 (вырабатывают 115/200 В), однофазный ПОС-25 (используется для питания розеток электробритв напряжением 127 В, 50 Гц), ПОС-1000 (на 115 В, 400 Гц) и др. 72 При необходимости получить от генератора, приводимого двигателем с изменяющейся частотой вращения, напряжение стабильной частоты генераторы подключаются к редуктору через привод постоянных оборотов (ППО). Различают разные схемы ППО — гидравлические, пневматические, механические. Применение нашла гидростатическая схема дифференциального типа (гидронасос-гидромотор), в которой механическая энергия вращения, отбираемая от вала авиадвигателя, преобразуется в энергию давления рабочего тела — масла. Регулирование частоты вращения осуществляется гидравлическим центробежным автоматом, управляющим производительностью гидронасоса. В случае с большинством турбовинтовых авиадвигателей и ВСУ генераторы переменного тока работают на постоянной частоте вращения, обусловленной стабильностью оборотов двигателя. Первичная (основная) система переменного тока стабильной частоты применяется, например, на самолётах Ан-72 и Ан-148, Ил-62 и Ил76, Ту-154 и Ту-204, Су-27 и МиГ-29, вертолётах Ка-27 и Ка-50. На этих машинах для получения постоянного тока используются полупроводниковые выпрямительные устройства (ВУ). 2. Вспомогательная силовая установка (ВСУ) — вспомогательный источник механической энергии на транспортном средстве, не предназначенный для приведения средства в движение. Во многих случаях назначением ВСУ является запуск основного двигателя, а также обеспечение средства энергией на стоянках. Различные виды ВСУ устанавливаются на самолёты, а также на некоторые большие наземные и морские транспортные средства. ВСУ самолёта обычно представляет собой относительно небольшой газотурбинный двигатель, используемый для выработки электричества, создания давления в гидравлической системе и кондиционирования воздуха во время нахождения самолёта на земле, запуска основных двигателей, обычно с помощью сжатого воздуха, отбираемого от компрессора ВСУ. Иногда применяется электрический запуск, в этом случае электрический генератор ВСУ работает в форсированном режиме — так, например, действует турбоагрегат ТГ-16, установленный на самолётах Ан-12, Ил-18. Некоторые небольшие ВСУ используются только как источник сжатого воздуха, например АИ-9 или «Сапфир-5». Непосредственно сама установка запускается, как правило, с помощью электростартера. В более современном варианте в качестве ВСУ используется турбостартер на двигателе, который в режиме ВСУ работает на коробку приводов (на которой расположены генераторы и гидронасосы). Примером может служить разработанный ОАО «Климов» агрегат ГТДЭ-117 (газотурбинный двигатель энергоузел) силовой установки самолёта МиГ-29 в составе двигателей РД-33 и КСА-2 и ГТДЭ117-1 двигателя АЛ-31Ф самолёта Су-27. Первым лайнером, использующим газотурбинный двигатель в качестве ВСУ, был Boeing 727 в 1963 году. 73 ВСУ позволяет поддерживать работоспособность самолётных систем и оборудования при выключенных двигателях в слабо оснащённых или необорудованных аэропортах, что резко повышает автономность и позволяет выполнять техническое обслуживание самолёта с минимальным привлечением аэродромных служб. В современных пассажирских реактивных самолётах ВСУ обычно располагается в хвостовой части. У большинства современных самолётов можно увидеть сопло ВСУ, выходящее из хвоста. Забор воздуха для ВСУ часто осуществляется прямо из технического отсека, при этом в наиболее удобном месте отсека располагаются поворотные створки для сообщения с забортным пространством. 74 2.3. Основы конструкции и виды авиационных двигателей. 2.3.1. Классификация авиационных двигателей. 1. Реактивные двигатели. 2. Поршневые двигатели 1. Реактивный двигатель — двигатель, создающий необходимую для движения силу тяги посредством преобразования внутренней энергии топлива в кинетическую энергию реактивной струи рабочего тела. Рабочее тело с большой скоростью истекает из двигателя, и, в соответствии с законом сохранения импульса, образуется реактивная сила, толкающая двигатель в противоположном направлении. Для разгона рабочего тела может использоваться как расширение газа, нагретого тем или иным способом до высокой температуры (т. н. тепловые реактивные двигатели), так и другие физические принципы, например, ускорение заряженных частиц в электростатическом поле (см. ионный двигатель). Реактивный двигатель сочетает в себе собственно двигатель с движителем, то есть он создаёт тяговое усилие только за счёт взаимодействия с рабочим телом, без опоры или контакта с другими телами. По этой причине чаще всего он используется для приведения в движение самолётов, ракет и космических аппаратов. Особенности реактивных двигателей: − Сила тяги реактивного двигателя не зависит от наличия окружающей среды. − Сила тяги реактивного двигателя не зависит от скорости движения ракеты. − Полезная мощность реактивного двигателя пропорциональна скорости ракеты. − При скорости ракеты, большей, чем половина скорости истечения газов двигателя, полезная мощность реактивного двигателя становится больше полной мощности (парадокс силы тяги реактивного двигателя). Существует два основных класса реактивных двигателей: Воздушно-реактивные двигатели — тепловые двигатели, которые используют энергию окисления горючего кислородом воздуха, забираемого из атмосферы. Рабочее тело этих двигателей представляет собой смесь продуктов горения с остальными компонентами забранного воздуха. Ракетные двигатели — содержат все компоненты рабочего тела на борту и способны работать в любой среде, в том числе и в безвоздушном пространстве. Составные части реактивного двигателя: Любой реактивный двигатель должен иметь, по крайней мере, две составные части: 75 − Камера сгорания («химический реактор») — в нем происходит освобождение химической энергии топлива и её преобразование в тепловую энергию газов. − Реактивное сопло («газовый туннель») — в котором тепловая энергия газов переходит в их кинетическую энергию, когда из сопла газы вытекают наружу с большой скоростью, тем самым создавая реактивную тягу. Основные технические параметры реактивного двигателя Основным техническим параметром, характеризующим реактивный двигатель, является тяга (иначе — сила тяги) — усилие, которое развивает двигатель в направлении движения аппарата. Ракетные двигатели помимо тяги характеризуются удельным импульсом, являющимся показателем степени совершенства или качества двигателя. Этот показатель является также мерой экономичности двигателя. В приведённой ниже диаграмме в графической форме представлены верхние значения этого показателя для разных типов реактивных двигателей, в зависимости от скорости полёта, выраженной в форме числа Маха, что позволяет видеть область применимости каждого типа двигателей. ПуВРД — Пульсирующий воздушно-реактивный двигатель, ТРД — Турбореактивный двигатель, ПВРД — Прямоточный воздушно-реактивный двигатель, ГПВРД — Гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель. 2. Долгое время, с конца XIX века и до середины XX, поршневой авиационный двигатель оставался единственным мотором, который обеспечивал полеты самолетов. И только в сороковых годах прошлого века он уступил свое место двигателям с иными принципами работы турбореактивным. Но, несмотря на то, что поршневые моторы и утратили свои позиции, они не исчезли со сцены. В настоящее время авиационные поршневые двигатели применяют в основном на спортивных самолетах, а также на малых летательных аппаратах, изготовленных по персональным заказам. Одной из главных 76 причин того, что моторы этого типа используются крайне мало, является то, что соотношение единицы мощности к единице массы поршневого двигателя существенно меньше по сравнению с газотурбинными. Поршневые по скоростным показателям не выдерживают никакой конкуренции с иными моторами, применяемыми в авиастроении. Более того, КПД их не превышает 30 %. Поршневые авиационные двигатели имеют различия в основном по порядку расположения цилиндров по отношению к коленвалу. Вследствие этого имеется достаточно большое количество разнообразных видов поршневых моторов. Наиболее широкое применение получили следующие: − двигатели, у которых V-образное расположение цилиндров; − поршневой радиальный двигатель, где цилиндры расположены звездообразно; − оппозитный двигатель, у него цилиндры располагаются рядно. Двигатели с V-образным расположением цилиндров Они являются самыми известными и применяемыми типами двигателей внутреннего сгорания в авиастроении и не только. Их название связано с характерным расположением цилиндров по отношению к коленвалу. При этом они имеют различный уровень наклона по отношению друг другу. Он может составлять от 10 до 120 градусов. Такие моторы работают по тем же принципам, как и иные двигатели внутреннего сгорания. К достоинствам двигателей с V-образным расположением цилиндров относится относительная их компактность при сохранении мощностных показателей, а также возможность получать приличный крутящий момент. Конструкция позволяет достигать значительных ускорений вала вследствие того, что инерция, создаваемая при работе, значительно выше, чем у иных типов двигателей внутреннего сгорания. По сравнению с другими типами, эти отличаются наименьшей высотой и длиной. Моторы этого вида имеют высокую жесткость коленвала. Это обеспечивает большую конструктивную прочность, что увеличивает сроки службы всего двигателя. Рабочие частоты таких моторов отличаются большими диапазонами. Это позволяет быстро набирать обороты, а также устойчиво работать на предельных режимах. К недостаткам поршневых авиационных двигателей с V-образным мотором относят сложность их конструкции. Вследствие этого они стоят значительно дороже других типов. Более того, они отличаются достаточно большой шириной двигателя. Также V-образные моторы характеризуются высоким уровнем вибрации, сложностями при балансировке. Это приводит к тому, что приходится специально утяжелять различные их части. Радиальный авиационный поршневой двигатель В настоящее время радиальные поршневые моторы опять стали востребованы в авиации. Они активно применяются в спортивных моделях самолетов, либо в изготовленных по персональным заказам. Все они малых размеров. Устройство авиационного поршневого двигателя радиального 77 вида, в отличие от иных моторов, заключается в том, что его цилиндры расположены вокруг коленвала через равные углы, как радиальные лучи (звездочки). Это и дало ему название - звездообразный. Такие моторы оборудуются выхлопной системой, которая расходится радиальными лучами. Более того, двигатель этого типа может иметь несколько звезд - отсеков. Это возможно вследствие того, что коленвал увеличивают в длину. Как правило, радиальные двигатели изготавливают с нечетным количеством цилиндров. Это позволяет подавать искру в цилиндр через один. Но делают и радиальные моторы с четным числом цилиндров, однако их количество должно быть больше двух. Самым большим недостатком двигателей радиального типа является возможность проникновения масла к нижним цилиндрам мотора, когда самолет находится на стоянке. Эта проблема достаточно часто приводит к возникновению мгновенного гидроудара, что влечет поломку всего кривошипно-шатунного механизма. Для недопущения таких проблем перед пуском мотора требуется постоянная проверка состояния нижних цилиндров на предмет отсутствия проникновения к ним масла. К достоинствам двигателей радиального типа относят их малые габариты, простоту эксплуатации и приличную мощность. Обычно их устанавливают на самолеты спортивных моделей. Оппозитный авиационный поршневой двигатель В настоящее время оппозитные авиационные моторы начинают переживать свое второе рождение. Вследствие того, что они обладают небольшими размерами и сравнительно малым весом, их ставят на легкие спортивные самолеты. Они способны развивать достаточную мощность и обеспечивают очень высокие скорости. Оппозитные двигатели имеют несколько типов конструкций: 1. Мотор, изготовленный по методу «боксер» (Subaru). В таких двигателях поршни цилиндров, расположенных против друг друга, двигаются равноудалено. Это приводит к тому, что в каждом цикле один находится в верхней мертвой точке, а противоположный - в нижней. 2. Двигатели, снабженные устройством ОРОС (Opposed Piston Opposed Cylinder). В таких моторах цилиндры по отношению к коленвалу, расположены горизонтально. В каждом из них находится по два поршня, которые при работе двигаются навстречу. Дальний поршень связан с коленвалом специальным шатуном. 3. Двигатель, сделанный на основании принципа, примененного в советском моторе 5ТДФ. В таком изделии поршни передвигаются навстречу друг другу, работая попарно в каждом отдельном цилиндре. При достижении обоих поршней верхней мертвой точки между ними впрыскивается топливо. Двигатели такой разновидности могут функционировать на горючем различных видов, от керосина до бензина. Для увеличения мощности оппозитных моторов их снабжают турбонаддувом. 78 Главное достоинство в двигателях оппозитного типа - это компактность, малые габариты. Их можно применять на самолетах очень маленьких размеров. Мощность их достаточно высока. В настоящее время они находят все большее распространение в спортивных летательных аппаратах. В качестве основного недостатка отмечается высокий расход топлива и особенно моторного масла. По отношению к двигателям других типов оппозитные моторы расходуют горюче-смазочные материалы в два раза больше. Они требуют постоянной замены масла. Современные поршневые авиационные двигатели – это очень сложные системы. Они оснащены современными узлами и агрегатами. Их работу обеспечивают и контролируют современные системы и приборы. Вследствие применения передовых технологий весовая характеристика двигателя существенно снижена. Мощности их возросли, что способствует широкому применению в легкомоторной - спортивный авиации. 2.3.2. Характеристики реактивных двигателей. 1.Удельная тяга. 2. Удельный расход. 3. Удельный вес. 1. Одним из основных показателей эффективности реактивного двигателя является удельная тяга, или удельный импульс. Под этими терминами-синонимами понимается одно и то же, но в различной формулировке. Удельная тяга — это тяга двигателя, отнесенная к секунд-ному весовому расходу рабочего тела: 𝑃𝑃 𝑃𝑃 𝑃𝑃𝑦𝑦 = = ̇ 𝑚𝑚̇𝑔𝑔0 𝐺𝐺сек ̇ берется, естественно, в условиях, приведенных к где секундный расход 𝐺𝐺сек поверхности Земли. Под удельным понимается импульс, который создает двига-тель на один килограмм веса отброшенного рабочего тела. Раз-личие между удельной тягой и удельным импульсом заключается лишь в том, что первая кгс кгс∙сек измеряется в , а второй . Как в величине, так и в размерности, кгс/сек кгс ничего не меняется. Удельная тяга и удельный импульс измеряются в секун-дах, а терминологическая приверженность определяется лишь сложившимися традициями. В одних коллективах в силу при-вычки пользуются одним термином, в других — другим. В раз-говорном общении размерность «секунда» обычно игнорируется и заменяется словом «единица». Например, можно услышать: «Двигатель дает 315 единиц 79 удельной тяги…» или — «Это позво-ляет повысить удельный импульс на три единицы…» 𝑊𝑊𝑎𝑎 𝑆𝑆𝑎𝑎 (𝑝𝑝 − 𝑝𝑝ℎ ) 𝑃𝑃𝑦𝑦 = + 𝑔𝑔0 𝑚𝑚̇𝑔𝑔0 𝑎𝑎 Удельная тяга, как видим, определяется в первую очередь скоростью истечения 𝑊𝑊𝑎𝑎 , которая зависит не только от свойств топлива, но и от конструктивных особенностей двигателя. В за-висимости от конструкции двигателя меняются условия сгора-ния топлива и истечения продуктов сгорания. Во всех типах ра-кетных двигателей имеется расход масс на внутренние нужды двигателя, как говорят, — на служебные цели. Например, — рас-ход продуктов разложения перекиси водорода на работу тур-бины и расход сжатого газа при стравливании из емкостей. Естественно, при подсчете удельной тяги этот необходимый, но непроизводительный расход массы должен суммироваться с ос-новным, что несколько снижает значение удельной тяги. Чем выше удельная тяга, тем более совершенным является двигатель, а каждая дополнительная единица удельной тяги ценится очень высоко, особенно для основных силовых установок космических ракет. Удельная тяга зависит от высоты полета. Поэтому, когда хотят охарактеризовать эффективность двигателя, то называют обычно его пустотную удельную тягу. 𝑊𝑊𝑎𝑎 𝑆𝑆𝑎𝑎 𝑃𝑃𝑎𝑎 𝑊𝑊𝑒𝑒 𝑃𝑃𝑦𝑦 = + = 𝑔𝑔0 𝑚𝑚̇𝑔𝑔0 𝑔𝑔0 где 𝑊𝑊𝑒𝑒 — эффективная скорость истечения в м/сек. Значение пустотной удельной тяги современных ракетных двигателей для всех существующих видов химических ракетных топлив лежит в пределах от 250 до 460 единиц. Государственным Стандартом (ГОСТ 17655—72, Двигатели ракетные жидкостные. Термины и определения) для жидкостных ракетных двигателей в настоящее время введен еще один параметр, характеризующий эффективность, а именно, удельный импульс тяги ЖРД — Jy. Он отличается от удельного импульса тем, что тяга относится не к весовому, а к массовому секундному расходу: 𝑃𝑃 𝐽𝐽𝑦𝑦 = 𝑚𝑚̇ и измеряется не в сек, а в н·с/кг, т. е. в м/с. Удельный импульс тяги ЖРД — это уже знакомая нам эффективная ско-рость истечения, применение которой теперь распространяется и на атмосферный участок полета. Удельный импульс тяги ЖРД связан с удельной тягой очевидным соотношением: 𝐽𝐽𝑦𝑦 = 𝑔𝑔0 𝑃𝑃𝑦𝑦 а в числовом выражении: 𝐽𝐽𝑦𝑦 ≈ 10𝑃𝑃𝑦𝑦 80 Многословие термина провоцирует его сокращение, и удельный импульс тяги ЖРД нередко называют удельным импульсом, что влечет за собой смысловое искажение. Выручает, однако, де-сятикратное числовое различие. Если в технической докумен-тации для двигателя на химическом топливе удельный импульс указан в сотнях единиц, значит, речь действительно идет об удельном импульсе, измеряемом в сек; если же — в тысячах, можно не сомневаться, что это — удельный импульс тяги ЖРД, выраженный в м/с. 2. Удельный расход топлива — отношение расхода топлива (на единицу расстояния или времени) к мощности, к тяге, к массе груза для грузовых перевозок или на одного человека при пассажирских перевозках. Используется как характеристика топливной эффективности двигателей, а также транспортных средств в грузопассажирских перевозках. Единица измерения удельного расхода топлива зависит от выбора единиц для параметров, входящих в определение (объём или масса топлива, расстояние или время, мощность или тяга, масса груза или количество пассажиров). Например: удельный расход топлива — 166 г/(л.с.·ч), удельный расход топлива на крейсерском режиме — 0,649 кг/(кгс·ч), удельный расход авиатоплива - грамм/(пассажир·км). Для авиационных двигателей в качестве показателя топливной эффективности используется килограмм топлива на килограмм-силу в час. Для форсированных двигателей это приблизительно соответствует: 0,77 кг/(кгс·ч) (двигатель РД-33 самолёта МиГ-29), 1,95 кг/(кгс·ч) для двигателя НК-22 самолёта Ту-22М2, 2,08 кг/(кгс·ч) для двигателя НК-25 самолёта Ту22М3 (для последнего — около тонны керосина в минуту на каждый двигатель на форсаже). 𝐶𝐶ℎ 𝐶𝐶𝑝𝑝 = 𝑃𝑃 где 𝐶𝐶ℎ - часовой расход топлива, кг; P - сила тяги, Н. 3. Удельный вес двигателя — отношение веса двигателя к его тяге или мощности на взлётном режиме. Удельный вес двигателя зависит от типа двигателя и уменьшается по мере совершенствования его конструкции. В СССР комплектность двигателя для определения удельного веса двигателя была регламентирована гос. стандартом. Удельный вес реактивных двигателей (безразмерная величина) находится в пределах: ТРД — 0.2—0.25, ТРДФ — 0.15—0.2, ТРДД — 0.165—0.22, ТРДДФ — 0.1—0,15. Удельный вес ТВД без винта, отнесённый к эквивалентной мощности, равен 2.7—3,3 Н/кВт. 81 3. ОСНОВЫ ДИНАМИКИ ПОЛЕТА 3.1. Устойчивость и управляемость самолета 3.1.1. Силы и моменты, действующие на самолет в полете 1. Система координат. 2. Центр тяжести самолета. Вес самолета. 1. При аэродинамических расчетах и изучении динамики движения самолетов используются различные системы координат. Чаще всего используются связанная, скоростная, нормальная и траекторная системы координат. Связанная система координат 0XYZ жестко связана с самолетом (отсюда ее название). Начало этой системы совпадает с центром масс самолета (см. рис. 40). Ось 0X лежит в базовой плоскости самолета, она направлена в сторону носовой части и, как правило, параллельна САХ. Эта ось называется продольной осью. Ось 0Y тоже лежит в базовой плоскости самолета, при этом она перпендикулярна оси 0X и направлена к верхней части самолета. Она называется нормальной осью. Ось 0Z перпендикулярна базовой плоскости самолета и направлена в сторону правого полукрыла. Эта ось называется поперечной осью. Рисунок 40. Связанная система координат Скоростная система координат 0XaYaZa связана с вектором скорости �⃗ (см. рис. движения центра масс самолета относительно воздушной среды 𝑉𝑉 41), ее начало также помещают в центре масс самолета. Ось 0Xa в скоростной системе координат всегда совпадает с вектором скорости и называется скоростной осью. Ось 0Ya перпендикулярна вектору скорости, лежит в базовой плоскости самолета и направлена к верхней части самолета. 82 Она называется осью подъемной силы. Ось 0Za проводят так, чтобы она дополняла оси 0Xa и 0Ya до правой системы координат. Эта ось называется боковой осью. Рисунок 41. Скоростная система координат Для описания взаимного положения осей связанной и скоростной систем координат используются угол атака и угол скольжения. Углом атаки α называется угол между осью 0X связанной системы координат и проекцией �⃗ на базовую плоскость самолета – VX 0Y ρ . Углом вектора скорости 𝑉𝑉 �⃗ и базовой скольжения β называется угол между вектором скорости 𝑉𝑉 плоскостью самолета. Легко заметить, что если скольжение отсутствует (β = 0), то определение угла атаки упрощается: угол α будет равен углу между �⃗ . Нормальная система продольной осью 0X и вектором скорости 𝑉𝑉 координат 0XgYgZg используется для описания пространственного положения самолета относительно поверхности Земли. Начало координат этой системы совпадает с началом связанной системы координат (см. рис. 42). Ось 0Yg всегда направлена вверх по местной вертикали, а направление осей 0Xg и 0Zg выбирается в соответствии с решаемой задачей, при этом плоскость Xg0Zg всегда расположена горизонтально. Угол между осью 0Xg и проекцией оси 0X на горизонтальную плоскость XXg0Zg называется углом рыскания и обозначается ψ. Угол между продольной осью 0X и горизонтальной плоскостью Xg0Zg называется углом тангажа и обозначается ϕ. Угол между поперечной осью 0Z и горизонтальной плоскостью Xg0Zg называется углом крена и обозначается γ. 83 Рисунок 42. Нормальная система координат Траекторная система координат 0XкYкZк используется главным образом в динамике полета для описания движения самолета относительно поверхности Земли. В общем случае скорость полета относительно воздушной среды может не совпадать со скоростью полета относительно Земли, т.к. в реальной атмосфере почти всегда имеется движение воздушных масс, проще говоря, ветер. Ветер оказывает воздействие на самолет, и ����⃗ суммарная скорость его движения относительно поверхности Земли 𝑉𝑉 𝑘𝑘 (земная скорость) будет равна: ����⃗ �⃗ + 𝑊𝑊 ���⃗ , 𝑉𝑉𝑘𝑘 = 𝑉𝑉 �⃗ – скорость самолета относительно воздушной среды; 𝑊𝑊 ���⃗ – где 𝑉𝑉 скорость ветра относительно Земли. Траекторная система координат связана с вектором земной скорости Vк ρ . Начало координат этой системы совпадает с началом связанной системы координат (см. рис.43). Ось 0Xк совпадает с ����⃗𝑘𝑘 . Ось 0Yк размещается в направлением вектора земной скорости 𝑉𝑉 вертикальной плоскости, проходящей через ось 0Xк, и направлена вверх от Земли. Ось 0Zк образует правую систему координат. Траекторная система координат может быть получена из нормальной путем поворота последней на угол пути ξ и угол наклона траектории θ. 84 Рисунок 43. Траекторная система координат Углом пути ξ называется угол между проекцией вектора Vк ρ на горизонтальную плоскость Xg0Zg и осью 0Xg. Угол наклона траектории θ – это угол между вектором земной скорости Vк ρ и местной горизонтальной плоскостью Xg0Zg. Аэродинамические силы и моменты, действующие на самолет. Механическое воздействие набегающего потока на самолет сводится к нагрузкам, непрерывно распределенным по его поверхности. Для удобства изучения эти распределенные нагрузки приводят к результирующей силе, приложенной в центре масс самолета, которая называется аэродинамической силой и обозначается RA ρ (см. рис. 44), а также моменту вокруг центра масс, который называется аэродинамическим моментом и обозначается M ρ . 85 Рисунок 44. Аэродинамическая сила и аэродинамический момент, действующие на самолет при его обтекании набегающим потоком Теоретические и экспериментальные исследования показали, что величина аэродинамической силы прямопропорциональна скоростному напору набегающего потока 𝜌𝜌𝑉𝑉 2 2 и характерной площади обтекаемого тела S: 𝑅𝑅𝐴𝐴 = 𝐶𝐶𝑅𝑅 𝜌𝜌𝑉𝑉 2 2 𝑆𝑆, где 𝐶𝐶𝑅𝑅 – коэффициент пропорциональности, который носит название коэффициента аэродинамической силы . Аэродинамический момент также прямопропорционален скоростному напору 𝜌𝜌𝑉𝑉 2 2 , характерной площади S и характерному линейному размеру обтекаемого тела l: 𝑀𝑀 = 𝑚𝑚 𝜌𝜌𝑉𝑉 2 2 𝑆𝑆𝑆𝑆, где m – коэффициент пропорциональности, который называется коэффициентом аэродинамического момента. За характерную площадь и характерный размер берутся соответственно площади и размеры тех частей самолета, которые вносят основную долю в создание рассчитываемой силы или момента. ����⃗ Разложим аэродинамическую силу 𝑅𝑅 𝐴𝐴 на составляющие по осям связанной и скоростной систем координат. В связанной системе координат эти проекции обозначаются и называются следующим образом: 𝑋𝑋⃗ – аэродинамическая продольная сила; �⃗ – аэродинамическая нормальная сила; 𝑌𝑌 𝑍𝑍⃗ – аэродинамическая поперечная сила. В скоростной системе координат: ����⃗ 𝑋𝑋𝑎𝑎 – сила лобового сопротивления; ���⃗ 𝑌𝑌𝑎𝑎 – аэродинамическая подъемная сила; ����⃗ 𝑍𝑍𝑎𝑎 – аэродинамическая боковая сила. 86 ����⃗ На рис. 45 показаны проекции аэродинамической силы 𝑅𝑅 𝐴𝐴 на оси связанной и скоростной систем координат при отсутствии скольжения. Рисунок 45. Разложение аэродинамической силы по осям связанной и скоростной систем координат при β=0 В дальнейшем мы будем иметь дело в основном с проекциями аэродинамической силы на оси скоростной системы координат. Запишем выражения для этих проекций. При этом в качестве характерной будем брать характерную площадь того элемента, который играет основную роль в создании данной силы. Так, сила лобового сопротивления самолета складывается из сил лобового сопротивления фюзеляжа, крыла, оперения и других частей самолета. За характерную площадь можно принять площадь миделевого сечения фюзеляжа Sм.ф: 𝑋𝑋𝑎𝑎 = 𝐶𝐶𝑥𝑥𝑥𝑥 где Суа – коэффициент подъемной силы. 𝜌𝜌𝑉𝑉 2 2 Sм.ф , Аэродинамическая боковая сила в основном определяется вертикальным оперением и фюзеляжем, значительно меньший вклад в создание этой силы вносят крыло, горизонтальное оперение и другие части самолета. Поскольку вертикальное оперение является основным элементом при создании боковой силы (оно для этого предназначено), то его площадь Sв.о и принимают за характерную: 𝜌𝜌𝑉𝑉 2 𝑍𝑍𝑎𝑎 = 𝐶𝐶𝑧𝑧𝑧𝑧 𝑆𝑆 , 2 в.о где 𝐶𝐶𝑧𝑧𝑧𝑧 – коэффициент боковой силы. 87 Так как аэродинамические моменты, действующие на самолет, рассчитываются в основном относительно связанных осей координат, найдем ��⃗ на оси связанной системы координат (см. рис. 46). проекции момента �М Рисунок 46. Составляющие аэродинамического момента в связанной системе координат Аэродинамический момент относительно оси 0X называется моментом крена. Он определяется в основном силами, действующими на крыло самолета и в меньшей степени – на вертикальное и горизонтальное оперения: 𝜌𝜌𝑉𝑉 2 Мх = 𝑚𝑚𝑥𝑥 𝑆𝑆 𝑙𝑙 , 2 кр кр где 𝑚𝑚𝑥𝑥 – коэффициент момента крена. Аэродинамический момент относительно оси 0Y называется моментом рыскания. Он создается силами, действующими в основном на вертикальное оперение и фюзеляж. Этот момент вычисляется по следующей формуле: 𝜌𝜌𝑉𝑉 2 𝑆𝑆 𝐿𝐿 , Му = 𝑚𝑚𝑦𝑦 2 в.о в.о где 𝑚𝑚𝑦𝑦 – коэффициент момента рыскания; 𝐿𝐿в.о – плечо вертикального оперения (расстояние от точки приложения аэродинамической силы, возникающей на вертикальном оперении, до центра масс самолета). Аэродинамический момент относительно оси 0Z называется моментом тангажа. Он создается силами, действующими на крыло, горизонтальное оперение и фюзеляж. Вертикальное оперение практически не участвует в создании момента тангажа. Момент тангажа вычисляют по формуле: 𝑀𝑀𝑧𝑧 = 𝑚𝑚𝑧𝑧 𝜌𝜌𝑉𝑉 2 2 88 𝑆𝑆кр 𝑏𝑏𝐴𝐴 , где 𝑚𝑚𝑧𝑧 – коэффициент момента тангажа. 2. Вес самолета складывается из веса пустого самолета, веса топлива, грузов, экипажа и т. д. Центром тяжести самолета называется точка приложения равнодействующей весов всех частей самолета. Рисунок 47. Определение центра тяжести самолета методом взвешивания Положение центра тяжести (ц. т.) на самолете определяется методом двойного взвешивания (рис.47). Самолет устанавливается на весы в двух положения. При каждом взвешивании замеряются показания передних и задних весов. Зная расстояние между весами и показания передних и задних весов, для каждого из этих положений самолета определяются равнодействующие силы и линии их действия. Точка пересечения линии действия равнодействующих 1-1 и 2-2 будет центром тяжести самолета. В процессе полета по мере выработки топлива, сброса грузов положение центра тяжести изменяется. Поэтому конструкторы стремятся так разместить грузы в самолете, чтобы не нарушалась допустимая центровка. 3.1.2. Продольная статическая устойчивость самолета. 1. Центр тяжести самолета. 2. Центр давления и аэродинамический фокус. 3. Центровка самолета. 1. Вес самолета складывается из веса пустого самолета, веса топлива, грузов, экипажа и т. д. Центром тяжести самолета называется точка приложения равнодействующей весов всех частей самолета. 89 Рисунок 48. Определение центра тяжести самолета методом взвешивания Положение центра тяжести (ц. т.) на самолете определяется методом двойного взвешивания (рис.48). Самолет устанавливается на весы в двух положения. При каждом взвешивании замеряются показания передних и задних весов. Зная расстояние между весами и показания передних и задних весов, для каждого из этих положений самолета определяются равнодействующие силы и линии их действия. Точка пересечения линии действия равнодействующих 1-1 и 2-2 будет центром тяжести самолета. В процессе полета по мере выработки топлива, сброса грузов положение центра тяжести изменяется. Поэтому конструкторы стремятся так разместить грузы в самолете, чтобы не нарушалась допустимая центровка. 2. При изменении полетных углов атаки (так же, как и при изменении скорости полета) происходит значительное изменение положения центра давления крыла и горизонтального оперения. Следовательно, изменяются моменты аэродинамических сил, действующих на самолет. При оценке дополнительных моментов относительно оси 0Z, возникающих на самолете при изменении угла атаки, используется понятие «аэродинамический фокус самолета» (или крыла, если рассматривается отдельно). Можно считать, что при изменении угла атаки положение ц.д. не изменяется, а приращение подъемной силы приложено в некоторой точке, выбранной таким образом, что получающееся за счет смещения ц.д. изменение момента самолета соответствует реально происходящему. Точка приложения приращения подъемной силы при изменении угла атаки называется аэродинамическим фокусом. Фокусом крыла называется точка, относительно которой момент аэродинамических сил не зависит от 90 угла атаки. Аэродинамический фокус принято обозначать буквой F, а его координату относительно носика профиля крыла буквой ХF. Положение аэродинамического фокуса относительно носка средней аэродинамической хорды крыла можно записать в виде относительной величины (в долях САХ): 𝑥𝑥𝐹𝐹 = 𝑥𝑥𝐹𝐹 /𝑏𝑏𝐴𝐴 . ����⃗ Рисунок 49. Центр давления и фокус самолета Центр давления — это точка тела, в которой пересекаются: линия действия равнодействующей сил давления на тело окружающей среды и некоторая плоскость, проведённая в теле. Положение этой точки зависит от формы тела, а у движущегося тела — ещё и от свойств окружающей среды и направления движения. Например, для тел вращения она определяется как точка пересечения аэродинамической силы с плоскостью симметрии тела, перпендикулярной к плоскости, проходящей через ось симметрии и вектор скорости центра тяжести тела. Для крыла самолёта центр давления — это точка пересечения линии действия аэродинамической силы с плоскостью хорд крыла. В общем случае его положение изменяется в зависимости от угла атаки. Но существует форма профиля — так называемый профиль с постоянным центром давления, для которого положение центра давления остаётся неизменным. При движении со сверхзвуковой скоростью из-за значительной сжимаемости воздуха центр давления значительно смещается назад. Несовпадение центра жёсткости с центром давления и недостаточная жёсткость конструкции крыла могут стать причиной флаттера и последующего разрушения самолёта. 91 3. Расстояние от центра тяжести до начала САХ, выраженное в процентах ее длины, называется центровкой самолета (Рис. 50). Рисунок 50. Положение центра тяжести самолета Рисунок 51. Расчет центровки при изменении веса самолета 𝑥𝑥𝑇𝑇 % = 𝑥𝑥𝑇𝑇 𝑏𝑏𝐶𝐶𝐶𝐶𝐶𝐶 ∗ 100, где 𝑥𝑥𝑇𝑇 – расстояние центра тяжести от носка САХ, 𝑏𝑏𝐶𝐶𝐶𝐶𝐶𝐶 – длина САХ. При изменении вариантов загрузки самолета или при изменении полетного веса самолета в результате выгорания топлива, сброса грузов меняется положение центра тяжести, следовательно, меняется и центровка самолета. Перемещение грузов внутри самолета в полете также сказывается на положении центра тяжести. При размещении грузов в носовой части самолета центровка становится более передней, и наоборот, размещение грузов в хвостовой части смещает центровку назад, т. е. она становится более задней. Центровка является весьма важной характеристикой самолета, связанной с его балансировкой, устойчивостью и управляемостью. Поэтому 92 летчик обязан точно знать разрешенный диапазон центровок самолета с тем, чтобы не выйти за его пределы. В случае изменения размещения грузов, экипажа и т. д. необходимо производить расчет изменения центровки, который можно выполнить следующим образом. Если на самолете весом G с центровкой Хт добавлен груз весом G1 и помещен позади центра тяжести на расстоянии l, то точка приложения равнодействующей G1 и G и есть новое положение центра тяжести (Рис.51). Сумма моментов относительно точки О должна быть равна нулю, поэтому 𝐺𝐺 ∗ ∆𝑥𝑥 = 𝐺𝐺1 (𝑙𝑙 − ∆𝑥𝑥), отсюда ∆𝑥𝑥 = где ∆𝑥𝑥 – смещение центра тяжести. 𝐺𝐺1 ∗ 𝑙𝑙 , 𝐺𝐺 + 𝐺𝐺1 Линейное смещение центра тяжести Δх можно выразить в процентах САХ: ���� = ∆𝑥𝑥 𝐺𝐺1 ∗ 𝑙𝑙 ∗ 100. (𝐺𝐺 + 𝐺𝐺1 )𝑏𝑏𝐶𝐶𝐶𝐶𝐶𝐶 ���� = ∆𝑥𝑥 𝐺𝐺1 ∗ 𝑙𝑙 ∗ 100. (𝐺𝐺 − 𝐺𝐺1 )𝑏𝑏𝐶𝐶𝐶𝐶𝐶𝐶 Если с самолета снимается груз позади ц. т. или добавляется груз впереди ц. т., то формула примет вид Добавив полученную величину изменения центровки Δх; к прежней центровке, получим новое значение центровки 𝑋𝑋𝑇𝑇нов = 𝑥𝑥𝑇𝑇 ± ∆𝑥𝑥. Нужно следить, чтобы новая центровка не выходила из диапазона эксплуатационных центровок, предусмотренных инструкцией по эксплуатации. ПРЕДЕЛЬНО ПЕРЕДНЯЯ И ПРЕДЕЛЬНО ЗАДНЯЯ ЦЕНТРОВКИ САМОЛЕТА. Ранее было выяснено, что продольная статическая устойчивость самолета определяется положением его центра тяжести относительно фокуса. Чем ближе к носку крыла сдвинут центр тяжести, тем более продольно устойчив самолет. 93 Рисунок 52. К определению предельно передней центровки Отклонение руля высоты на определенный угол соответствует вполне определенному значению коэффициента подъемной силы Су (или соответствующему ему углу атаки самолета α). Установим, из каких условий необходимо ограничить наиболее переднее положение центра тяжести. Из Рис. 52 следует, что если при некотором положении центра тяжести (ХТ3.) самолет отклонением руля выведен на максимальный угол атаки (Сумакс), то у руля высоты еще имеется неиспользованный запас отклонения, а при центровке, соответствующей положению центра тяжести ХТ1 (центр тяжести сильно сдвинут вперед), отклонения руля высоты недостаточно для того, чтобы вывести самолет на посадочные углы атаки. Поэтому подбирают такое сочетание отклонения руля высоты и переднего положения центра тяжести самолета, чтобы при взятии ручки управления на себя на 75-80% полного ее хода самолету было создано посадочное положение, т. е. самолет был выведен на посадочные углы атаки. Максимальное отклонение руля высоты вверх примерно соответствует выходу самолета на Сумакс (критический угол атаки). Предельно передней центровкой называется центровка, при которой самолет еще может выйти на Супос с данным отклонением руля высоты. У современных самолетов предельно передняя центровка обычно лежит в пределах 10-20% САХ. Средством, позволяющим применять более переднюю центровку (из соображений устойчивости) при данном Супос, может служить управляемый в полете стабилизатор. Предельно задняя центровка определяется из соображений устойчивости самолета. Пределом этому служит положение фокуса самолета. Центр тяжести должен располагаться впереди фокуса. В том случае, если центр тяжести и фокус находятся на одном удалении от начала САХ, то центровка будет называться 94 задней критической. На практике для любого самолета предусмотрено, чтобы в процессе эксплуатации центр тяжести не мог сместиться далее фокуса. С этой целью предельно заднее положение центра тяжести находится на некотором удалении от фокуса. Фокус самолета должен быть известен экипажу самолета с тем, чтобы случайно не мог быть перейден. У современных самолетов предельно-задняя центровка изменяется в широких пределах: от 0,25 САХ у самолетов с прямыми и трапециевидными крыльями до 0,5 САХ - у самолетов со стреловидными и треугольными крыльями. Разность между предельно задней и предельно передней центровками называется диапазоном центровок. Разность между задней критической центровкой (положением фокуса самолета) и предельно задней называется запасом центровки. 3.1.3. Поперечная и путевая устойчивость и управляемость. 1. Принцип действия рулей. 2. Особенности устойчивости и управляемости воздушных судов на больших высотах и скоростях полета. 1. Для балансировки самолета относительно его центра тяжести в установившемся полете, а также для управления самолетом применяются различные аэродинамические рули. На самолетах с обычной схемой управления поворот и балансировка его относительно поперечной оси Z осуществляются рулями высоты (или управляемым стабилизатором). Относительно продольной оси Х самолет балансируется и поворачивается с помощью элеронов, расположенных в задних частях консолей крыла и отклоняющихся на правом и левом крыле в противоположные стороны. В помощь элеронам на скоростных самолетах применяются интерцепторы, которые как бы увеличивают эффективность элеронов. Относительно оси У самолет балансируется и поворачивается с помощью руля поворота (или поворотным килем). За положительное направление принимается такое отклонение рулей, которое создает отрицательный момент относительно соответствующих осей самолета (руль высоты - вниз, руль поворота - влево, левый элерон - вверх). Аэродинамический руль представляет собой отклоняющуюся заднюю часть крыла, горизонтального оперения (стабилизатора), вертикального оперения (киля). За счет отклонения руля образуется дополнительная аэродинамическая сила (положительная или отрицательная) на участке несущей поверхности крыла, стабилизатора или киля, которая расположена на соответствующем расстоянии до центра тяжести самолета и создает момент, необходимый для балансировки и управления самолетом относительно его центра тяжести. 95 Рисунок 53. Действие руля высоты Действие рулей на дозвуковых скоростях полета объясняется тем, что возмущения, вызванные отклонением рулей, распространяются во всех направлениях: по потоку и навстречу потоку. Вследствие этого происходит перераспределение давления по всей длине хорды профиля, в том числе и на неподвижных несущих поверхностях, снабженных рулем. Если, например, отклонить руль высоты вниз на некоторый угол dВ (Рис. 53), то это вызовет дополнительное разрежение сверху стабилизатора и повышение давления внизу, что и приведет к созданию дополнительной подъемной силы на горизонтальном оперении в целом (подвижной и неподвижной его частей). Дополнительная подъемная сила DУГ.О. на горизонтальном оперении создает дополнительный момент относительно центра тяжести, который претворит в практическое действие замысел летчика. 2. Управляемостью самолета называется его способность изменять параметры опорного движения в ответ на целенаправленные действия летчика или автоматических устройств. Самолет может поворачиваться вокруг любой из осей связанной системы координат, поэтому управляемость разделяют на: продольную (по тангажу) – вокруг оси 0Z; путевую (по рысканию) – вокруг оси 0Y; поперечную (по крену) – вокруг оси 0X. Для управления самолетом по тангажу, рысканию и крену используются аэродинамические рули (руль высоты, руль направления и элероны соответственно). Для обеспечения заданного опорного режима полета углы отклонения этих рулей, подбираются таким образом, чтобы выполнялось следующее условие: 96 Мх = 0; �Му = 0; 𝑀𝑀𝑧𝑧 = 0. Отклонения рулей, называются балансировочными, т.е. обеспечивающими баланс моментов. На современных самолетах пост управления самолетом организован таким образом, что для управления рулем высоты и элеронами используется ручка управления (или штурвал). А для управления рулем направления – педали. Для управления рулем высоты летчик отклоняет ручку управления самолетом (или штурвальную колонку) от себя или на себя, а для управления элеронами – влево или вправо (при использовании штурвального управления летчик поворачивает штурвал подобно рулевому колесу автомобиля). В качестве примера рассмотрим продольную управляемость самолетом. На рис. 54 показана схема сил, действующих на самолет нормальной аэродинамической схемы. Из рисунка видно, что момент, возникающий от действия подъемной силы крыла Ya кр, уравновешивается моментом от подъемной силой горизонтального оперения Ya го (для простоты примем, что силы лобового сопротивления Xa и тяги двигателей Р приложены в центре масс самолета и моментов не создают): Ya крLкр = Ya гоLго , где Lкр и Lго – расстояния от центра масс самолета до точек приложения подъемной силы крыла и горизонтального оперения соответственно. Рисунок 54. Схема сил и моментов, действующих на самолет при обеспечении продольной управляемости 97 Кроме этого, равнодействующая подъемных сил крыла и горизонтального оперения Ya = Ya кр – Ya го уравновешивается силой тяжести самолета G: Ya = G. Для того, чтобы самолет поднял нос вверх и увеличил угол атаки, летчик отклоняет ручку управления (или штурвальную колонку) на себя. Система управления передает это движение на руль высоты, и он в результате отклоняется вверх, изменяя вогнутость профиля и создавая на горизонтальном оперении приращение подъемной силы ∆Ya го, направленное вниз (см. рис. 55). Это приращение силы, в свою очередь, создает приращение момента тангажа ∆M z го = ∆Ya гоLго , заставляющего выйти самолет из состояния равновесия и начать вращение вокруг оси 0Z. После достижения самолетом некоторого угла атаки произойдет увеличение подъемной силы крыла на величину ∆Ya кр. Это вызовет приращение момента тангажа ∆M z кр = ∆Ya крLкр , уравновешивающее ∆Mz го, т.е. ∆Mz кр = ∆Mz го. Таким образом, моменты относительно оси 0Z вновь будут сбалансированы, но уже на новом угле атаки. Если перед началом маневра опорное движение самолета было установившимся, т.е. не только сумма моментов, но и сумма сил была равна нулю, то теперь из-за разницы плеч (Lкр < Lго) приращение подъемной силы крыла будет больше приращения подъемной силы горизонтального оперения: ∆Ya кр > ∆Ya го , т.е. равнодействующая подъемных сил крыла и горизонтального оперения получит приращение ∆Ya. Это значит, что суммарная подъемная сила самолета не будет уравновешена силой тяжести (Ya + ∆Ya > G), и самолет будет осуществлять ускоренное движение вверх с перегрузкой ny > 1 по криволинейной траектории. Таким образом, имеется четкая взаимосвязь между перемещением ручки управления самолетом xв и возникающей перегрузкой ny. Эта взаимосвязь характеризуется производной dxв dny , которая является одним из основных показателей управляемости самолета. Для отклонения ручки управления самолетом летчику необходимо приложить усилие Рв. Оно будет тем больше, чем больше отклонение xв. Это связано с тем, что с увеличением отклонения руля высоты δв возрастает шарнирный момент. Аэродинамическим шарнирным моментом Мш называется момент аэродинамической силы, действующей на руль, относительно оси вращения 98 руля. Шарнирный момент, действующий на руль высоты, будет равен (см. рис. 55): Mш = Yвlш , где Yв – аэродинамическая сила, действующая на руль высоты; lш – расстояние от оси вращения руля до точки приложения силы Yв. При отклонении руля шарнирный момент возрастает за счет увеличения аэродинамической силы, действующей на него. Рисунок 55. Кинематическая схема продольного управления самолетом Из представленной на рис. 3 упрощенной кинематической схемы продольного управления самолетом видно, что при отклонении ручки управления самолетом на величину xв руль высоты отклонится на угол δв. Летчик при этом должен приложить усилие Pв, чтобы скомпенсировать шарнирный момент Mш. Таким образом, можно записать следующее равенство: Pвdxв = Mшdδв . Откуда: 𝑑𝑑δ𝐵𝐵 𝑃𝑃𝐵𝐵 = 𝑀𝑀 = Кш Мш , 𝑑𝑑𝑥𝑥𝐵𝐵 ш где Кш = 𝑑𝑑δ𝐵𝐵 𝑑𝑑𝑥𝑥𝐵𝐵 – передаточный коэффициент в системе продольного управления самолетом. Поскольку усилие на ручке управления Pв однозначно связано с ее перемещением xв, а как мы отмечали выше, перемещение xв связано с перегрузкой ny, то и усилие Pв будет связано с перегрузкой ny. Поэтому еще одним показателем управляемости самолета является производная dPв dny , характеризующая скорость нарастания усилия на ручке управления для создания требуемой перегрузки. Аналогичным образом строятся показатели путевой и поперечной управляемости самолета. 99 Устойчивостью самолета называется его способность без участия летчика сохранять заданный опорный режим полета, возвращаясь к нему после отклонения, вызванного воздействием внешних возмущений, после того, как это воздействие прекратится. Различают статическую и динамическую устойчивость. Статически устойчивым самолетом называют самолет, у которого отклонение какого-либо параметра движения приводит к появлению силовых факторов, стремящихся уменьшить это отклонение. Если возникающие силовые факторы приводят к увеличению первоначальных отклонений, то самолет считается статически неустойчивым. Пилотировать такой самолет крайне трудно, т.к. летчик вынужден постоянно вмешиваться в управление, чтобы парировать случайно возникающие отклонения параметров движения от опорных значений. Процесс восстановления опорного режима полета носит, как правило, колебательный характер. Продолжительность этого процесса характеризует динамическую устойчивость самолета. К другим характеристикам динамической устойчивости относятся также: амплитуда движений, период колебаний и др. Ниже мы будем рассматривать только статическую устойчивость. Статическая устойчивость, как и управляемость, делится на продольную, путевую и поперечную, при этом путевая и поперечная устойчивости объединены в боковую устойчивость. Продольная статическая устойчивость самолета – это его способность без участия летчика противодействовать изменению угла атаки. Путевая статическая устойчивость самолета – это его способность без участия летчика противодействовать изменению угла скольжения. Поперечная статическая устойчивость самолета – это его способность без участия летчика противодействовать изменению угла крена. 100 3.2. ГОРИЗОНТАЛЬНЫЙ ПОЛЕТ 3.2.1. Схема сил и уравнение движения в горизонтальном полете. 1. 2. Условия горизонтального полета. Направление сил и их векторов в горизонтальном полете. 1. Полет самолета от взлета до посадки представляет собой сочетание различных видов движения. Наиболее продолжительным видом движения является прямолинейный полет. Установившимся прямолинейным полетом называется такое движение самолета, при котором скорость движения с течением времени не изменяется по величине и направлению. К установившемуся прямолинейному полету относятся горизонтальный полет, подъем и снижение самолета (планирование). Установившимся горизонтальным полетом называется прямолинейный полет с постоянной скоростью без набора высоты и снижения. На Рис. 56 показаны силы, действующие на самолет в горизонтальном полете без скольжения, где Y подъемная сила; Х - лобовое сопротивление; G - вес самолета; Р - сила тяги двигателя. Все эти силы необходимо считать приложенными к центру тяжести самолета, так как его прямолинейный полет возможен лишь при условии, что сумма моментов всех сил относительно центра тяжести равна нулю. Необходимое равновесие моментов летчик создает соответствующим отклонением рулей управления. Из рисунка видно, что вес самолета G уравновешивает подъемная сила самолета Y, а лобовое сопротивление Х сила тяги Р. Для установившегося горизонтального полета необходимы два условия: Y-G=0 (условие постоянства высоты H=const); Р-Х=0 (условие постоянства скорости V=const). Эти равенства называются уравнениями движения для установившегося горизонтального полета. При нарушении этих равенств движение самолета станет криволинейным и неравномерным. Пользуясь этими равенствами, можно определить скорость, коэффициент подъемной силы, тягу и мощность, потребные для горизонтального полета. Рисунок 56. Схема действующих сил на самолет в установившемся полете Горизонтальным называется полет на постоянной высоте. Это является основным эксплуатационным режимом самолета ГА. Он может быть 101 прямолинейным, криволинейным, установившимся и неустановившимся, с креном, скольжением или без них. Наиболее характерным для самолетов ГА является прямолинейный горизонтальный установившийся полет. Его удобно рассматривать как движение самолета в вертикальной плоскости на постоянной высоте. Заданная высота полета контролируется по высотомеру, направление полета – по указателю курса, значение скорости – по указателю скорости. При этом авиагоризонт должен показывать отсутствие крена и скольжения и угол тангажа, равный углу атаки, вариометр – отсутствие вертикальной скорости. Контроль параметров полета осуществляется по соответствующим шкалам пилотажно-командных приборов. Главное допущение: полет совершается в штиль, без крена ( γ =0) и скольжения ( β =0). Для практических расчетов в летной эксплуатации ограничиваются рассмотрением установившегося прямолинейного горизонтального полета (V=const) принимаем: 𝜌𝜌 ∗ 𝑉𝑉 2 𝜌𝜌 ∗ 𝑉𝑉 2 𝑋𝑋 = 𝑃𝑃 = 𝐶𝐶𝑥𝑥 ∗ ∗ 𝑆𝑆 и 𝑌𝑌 = 𝐺𝐺 = 𝐶𝐶𝑦𝑦 ∗ ∗ 𝑆𝑆. 2 2 2. На самолет в полете действуют аэродинамические силы, сила тяги силовой установки, сила тяжести (рис. 57). Рисунок 57. Силы, действующие на самолет в горизонтальном полете Основными аэродинамическими силами, которые учитываются в расчетах, принимаем: - подъемная сила крыла (Y); - подъемная сила горизонтального оперения (YГО); - сила сопротивления самолета (Х); - сила тяги силовой установки (Р); - сила тяжести (G). Равнодействующие подъемной силы и силы сопротивления прилагаются в центре давления, Положение этой точки изменяется в зависимости от угла атаки, конфигурации самолета, скорости полета (числа М). Тяга силовой установки является равнодействующей тяг двигателей, ее величина зависит от режима работы двигателей, режима полета (высоты и скорости) и других факторов. Точка ее приложения определяется положением двигателей на самолете. Сила тяжести направлена по вектору ускорения свободного падения. В полете масса самолета вследствие расхода топлива изменяется. Точкой приложения силы тяжести является центр масс самолета. Положение этой точки в течение полета также изменяется. 102 Поскольку все рассмотренные выше силы не располагаются в центре масс самолета (то они создают относительно него соответствующие моменты. Для уравновешивания этих моментов используется горизонтальное оперение и рули – на нем создается равнодействующая сила горизонтального оперения. Если все моменты, действующие на самолет, взаимно уравновешены, то такой самолет называется сбалансированным по моментам. При этом движение реального самолета можно рассматривать как движение его центра масс под действием внешних сил, т.е. реальный самолет можно заменить его простейшей моделью – материальной точкой (рис 58). Ускорение самолета определяется суммарным вектором внешних сил, действующих на него. Рисунок 58. Простейшая модель самолета 3.2.2 Скорость, потребная для горизонтального полета. 1. 2. Диапазон скоростей горизонтального полета. Понятие потребной тяги для горизонтального полета. 1. Область значений скоростей от минимальной теоретической до максимальной, при которых возможен прямолинейный установившийся горизонтальный полет при заданной массе на заданной высоте, называется диапазоном скоростей горизонтального полета (рис.59). На этот диапазон оказывают различные эксплуатационные факторы (высота полета, температура воздуха, полетная масса, обледенение, отказ двигателя). 103 Рисунок 59. Диапазон характерных скоростей прямолинейного установившегося горизонтального полета Для того чтобы крыло самолета могло создать подъемную силу, равную весу самолета, нужно, чтобы оно двигалось с определенной скоростью относительно воздушных масс. Скорость, необходимая для создания подъемной силы, равной весу самолета при полете самолета на данном угле атаки и данной высоте полета, называется потребной скоростью горизонтального полета. По определению горизонтального полета должно быть выполнено условие У=G. Известно, что следовательно, 𝜌𝜌𝑣𝑣 2 𝑌𝑌 = 𝐶𝐶𝑦𝑦 𝑆𝑆, 2 𝜌𝜌𝑣𝑣 2 𝑆𝑆, 𝑌𝑌 = 𝐺𝐺 = 𝐶𝐶𝑦𝑦 2 Решив это уравнение, найдем скорость, потребную для выполнения горизонтального полета 𝑣𝑣г.п. = � 2𝐺𝐺 . 𝐶𝐶𝑦𝑦 𝜌𝜌𝜌𝜌 Величина потребной скорости зависит от веса самолета, площади его крыла, от высоты полета (выраженной через массовую плотность ρ) и коэффициента подъемной силы Су. Из формулы видно, что с увеличением веса самолета скорость, потребная для горизонтального полета, также увеличивается, так как для уравновешивания большего веса требуется большая подъемная сила, что достигается (при прочих равных условиях) увеличением скорости полета (см. формулу 6.4). Увеличение площади крыла, наоборот, уменьшает потребную скорость. Для расчетов на практике обычно применяют отношение 104 𝐺𝐺 = 𝑃𝑃, 𝑆𝑆 называемое удельной нагрузкой на крыло. У современных самолетов удельная нагрузка на крыло колеблется в широких пределах: от 100 кг/м2 у легких самолетов до 800 кг/м2 и более у тяжелых самолетов и самолетов больших скоростей полета. С увеличением высоты полета массовая плотность воздуха уменьшается. Уменьшение плотности ρ приводит к увеличению потребной скорости полета. Если изменять угол атаки, то пропорционально будет изменяться и коэффициент подъемной силы Су. А изменение Су отражается на величине потребной скорости горизонтального полета. Чем меньше Су (и угол атаки соответственно), тем больше должна быть скорость полета, и наоборот. Из этого следует важный вывод: каждому углу атаки на данной высоте полета соответствует вполне определенная скорость горизонтального полета VГ.П. Максимальное аэродинамическое качество достигается при полете на наивыгоднейшем угле атаки. Скорость, соответствующая наивыгоднейшему углу атаки, называется наивыгоднейшей скоростью Vнв. Угол атаки, близкий к наивыгоднейшему (чуть больше чем α нв) соответствует максимальному избытку тяги ∆ Pmax. Критический угол атаки α кр и соответствующая ему минимальная теоретическая скорость полета Vmin определяются проведением касательной к кривой потребной тяги параллельной оси ординат. Минимальной потребной тяге соответствует экономический угол атаки α эк, и экономическая скорость Vэк. 2. Потребной тягой для горизонтального полета называется тяга, необходимая для установившегося горизонтального полета, т. е. для уравновешивания лобового сопротивления самолета на данном угле атаки (Рп=Х). В горизонтальном полете подъемная сила равна весу самолета Y=G, тогда, разделив первое равенство на второе, получим 𝑌𝑌 𝐺𝐺 𝐺𝐺 = = 𝐾𝐾; 𝑃𝑃п = . 𝑋𝑋 𝑃𝑃п 𝐾𝐾 Формула показывает, что чем меньше вес самолета и чем больше его качество К, тем меньшая тяга потребуется для горизонтального полета. Но качество самолета зависит от угла атаки, следовательно, при изменении угла атаки меняется и потребная тяга. Поэтому для определения потребной тяги при заданном угле атаки необходимо предварительно найти соответствующее ей качество самолета. Чтобы найти зависимость Рп от VГ П. подставим в формулу развернутое выражение подъемной силы, получим 𝑃𝑃п = 𝐶𝐶𝐶𝐶гп 𝜌𝜌𝑉𝑉 2 2𝐾𝐾 . Из формулы видно, что потребная тяга горизонтального полета зависит от квадрата скорости. 105 Тяга силовой установки Р, потребная для осуществления установившегося прямолинейного горизонтального при заданных значениях высоты Н и скорости V, равна лобовому сопротивлению самолета Х. После небольших преобразований можем получить выражение для тяги в другой форме: 𝐺𝐺 𝑚𝑚 ∗ 𝑔𝑔 𝑃𝑃 = = . 𝐾𝐾 𝐾𝐾 Зависимость потребной тяги силовой установки для обеспечения прямолинейного установившегося горизонтального полета от скорости полета при постоянных массе самолета m и высоте полета Н называется кривой Жуковского по тяге (рис. 60). Для построения кривой Жуковского используется поляра самолета. Точка пересечения кривой и располагаемой тяг соответствующих максимально допустимому режиму работы силовой установки определяет максимальную скорость Vmax прямолинейного на заданной высоте с заданным (обычно номинальным) режимом работы двигателей. Рисунок 60. Кривые потребной и располагаемой тяг самолета На кривой Жуковского по тяге можно найти точки, определяющие характерные режимы прямолинейного установившегося горизонтального полета. Если провести касательную к кривой потребной тяги параллельную оси абсцисс, то получим точку, соответствующую минимальному значению потребной тяги Pmin. Из ранее полученной зависимости потребной тяги от качества, следует что, минимум потребной тяги прямолинейного установившегося горизонтального полета достигается при максимальном значении аэродинамического качества. 106 3.2.3. Летные характеристики самолета 1. Кривые потребной и располагаемой тяг. 2. Основные летно-технические характеристики самолета. 1. При рассмотрении установившегося движения самолетов с турбореактивными двигателями для определения летно-технических характеристик самолета удобно пользоваться методом тяг, который разработал Н.Е. Жуковский. Метод тяг Жуковского основан на сравнении величин потребной и располагаемой тяг. Потребной тягой Pп называется тяга, необходимая для установившегося горизонтального полета на данной высоте с заданной скоростью. Она численно равна силе лобового сопротивления самолета: Рп = Ха . Располагаемая тяга Pр – это максимально возможная суммарная тяга всех двигателей самолета на данной высоте и при данной скорости полета. Сравнение потребной и располагаемой тяг удобно осуществлять, построив совмещенный график зависимостей Рп и Рр от скорости полета V для данной высоты полета и данной массы самолета (см. рис. 61). Такой график называется диаграммой потребных и располагаемых тяг. Рассмотрим характерные точки на этой диаграмме. Рисунок 61. Диаграмма потребных и располагаемых тяг Т о ч к а «1», где пересекаются кривые потребных и располагаемых тяг, очевидно, соответствует режиму максимально возможной скорости установившегося горизонтального полета Vmax, т.к. при большей скорости полета потребная тяга будет превышать располагаемую. Точки же, лежащие на кривой Рп = f(V) левее точки «1» (например, точка «2»), соответствуют установившемуся горизонтальному полету со скоростью, меньшей Vmax, в данном случае – со скоростью V2. Для осуществления такого режима полета необходимо несколько уменьшить тягу двигателя (см. кривую, выполненную 107 штриховой линией) и увеличить коэффициент подъемной силы Cya. Не вдаваясь в подробности отметим, что летчик имеет возможность в полете управлять тягой двигателя и подбирать угол атаки, обеспечивающий требуемый Cya. Характерной точкой, представляющей особый интерес, является точка «3», которая является точкой касания прямой, проведенной из начала координат к кривой потребных тяг Рп = f(V). Очевидно, что в данной Pп точке отношение будет минимальным. При выполнении этого условия, как V это станет ясно в дальнейшем, обеспечивается максимальная дальность полета. В точке «4» потребная тяга Рп минимальна. Перепишем формулу для условий установившегося горизонтального полета: 𝑚𝑚𝑚𝑚 К= . 𝑃𝑃п Если Рп – минимальна, то аэродинамическое качество K будет максимальным. В разделе, посвященном аэродинамическому качеству, мы отметили, что коэффициент подъемной силы и угол атаки, соответствующие максимальному значению качества называются наивыгоднейшими. Отсюда и скорость, соответствующая минимальному значению потребной тяги также называется наивыгоднейшей и может быть вычислена по формуле: 2𝑚𝑚𝑚𝑚 𝑉𝑉нв = � . 𝐶𝐶𝑦𝑦𝑦𝑦 нв 𝜌𝜌𝑆𝑆кр При дальнейшем уменьшении скорости для обеспечения установившегося горизонтального полета наряду с увеличением угла атаки необходимо увеличивать тягу двигателей, т.к. здесь начинает быстро расти индуктивное сопротивление, что приводит к общему увеличению потребной тяги. Точка «6» соответствует минимальному значению скорости установившегося горизонтального полета Vmin. При этом значении скорости необходимо, чтобы самолет летел с максимальным значением коэффициента подъемной силы Cya max, т.е. на критическом угле атаки αкр. По соображениям безопасности полет на критическом угле атаки считается недопустимым, т.к. любая ошибка в пилотировании или вертикальный порыв ветра, приводящие к дальнейшему увеличению угла атаки, вызовут резкое уменьшение Cya из-за отрыва потока на крыле, что приведет к сваливанию самолета. Поэтому на практике за минимально допустимую скорость полета Vдопмин принимают скорость, несколько большую, чем Vmin (см. точку «5»). Коэффициент подъемной силы при этом берут несколько меньшим: Cya доп ≈ 0,8…0,85Cya max. Минимально допустимая скорость полета вычисляется по формуле: доп =� 𝑉𝑉𝑚𝑚𝑚𝑚𝑚𝑚 2𝑚𝑚𝑚𝑚 . 𝐶𝐶𝑦𝑦𝑦𝑦 доп 𝜌𝜌𝑆𝑆кр 108 С помощью диаграммы потребных и располагаемых тяг можно легко определить максимальную скороподъемность Vy max на данной высоте и соответствующую ей скорость набора высоты Vнаб. С увеличением высоты полета располагаемая тяга падает, а минимальные значения потребной тяги не изменяются (см. рис. 62). Рисунок 62. Изменение потребной и располагаемой тяг в зависимости от высоты полета Наступает такой момент, когда кривые потребных и располагаемых тяг имеют только одну точку пересечения (при этом Vy max = 0). На этой высоте установившийся набор высоты невозможен, а установившийся горизонтальный полет возможен только на скорости Vт. Такая высота называется теоретическим потолком самолета. Однако достичь теоретического потолка самолет в установившемся наборе высоты практически не может, т.к. время набора высоты при этих условиях стремится к бесконечности. Поэтому вводится понятие практического потолка – высоты полета, при которой максимальная скороподъемность не меньше заданной. Для дозвуковых самолетов Vy max ≥ 3…5 м/с. 2. Экономическая эффективность самолета зависит от его летнотехнических характеристик, в том числе и таких, которые в определенном диапазоне могут изменяться в зависимости от условий эксплуатации, эксплуатационных ограничений и т.д. Летно-технические характеристики – это комплекс количественный показателей, определяющих возможности летального аппарата выполнять свое целевое назначение. К основным летно-техническим характеристикам относятся пассажировместимость (грузоподъемность), крейсерская и максимальная скорость, потолок, практическая и техническая дальность полета, радиус действия, продолжительность полета, скороподъемность и другие характеристики маневренности, взлетно-посадочные характеристики. Для боевых летальных аппаратов аналогичный комплекс показателей обычно называется летно-тактическими характеристиками, в которые кроме большинства перечисленных выше характеристик включают боевую живучесть, боевую эффективность, заметность и некоторые другие характеристики. 109 Пассажировместимость — количество пассажиров, которые могут передвигаться в транспортном средстве одновременно и продолжительное время. Пассажировместимость характеризует максимальную величину перевозочной работы, которую способно выполнить транспортное средство, и используется для расчета некоторых статистических (экономических) показателей. Пассажировместимость самолёта — число пассажирских кресел в салонах самолёта. Зависит от плотности компоновки салона и класса устанавливаемых кресел. Грузоподъемность транспортного средства – масса груза, на перевозку которого рассчитано данное транспортное средство; основная эксплуатационная характеристика транспортного средства. В авиации крейсерская скорость — скорость максимальной дальности полёта воздушного судна и минимального километрового расхода топлива. Крейсерская скорость составляет примерно 30—80 % от максимальной скорости и для воздушных судов не превышает скорости звука. Для сверхзвуковой авиации имеется различие между крейсерской дозвуковой и крейсерской сверхзвуковой скоростью, причём в последнем случае дальность полёта резко уменьшается. Кроме крейсерской, в авиации также принято выделять наивыгоднейшую скорость - скорость полета, при которой расход топлива в определенный интервал времени минимальный. На наивыгоднейшей скорости самолёт может держаться в воздухе дольше, в связи с чем на такой скорости самолет часто ожидает очереди посадки при большой загруженности ВПП аэропорта назначения. Теоретический потолок (или статический потолок) летательного аппарата — наибольшая высота полета, на которой при максимальной тяге двигателей вертикальная скорость установившегося подъёма равна нулю. Эта высота в применении к вертолётам носит название потолок висения. Практический потолок летательного аппарата — максимальная высота реального применения самолёта, вертолёта; наибольшая высота, на которой при полёте с постоянной горизонтальной скоростью ещё присутствует избыток тяги (мощности), достаточный для выполнения подъёма с определённой вертикальной скоростью. Дальность полёта — это расстояние, измеренное вдоль маршрута полёта по земной поверхности от места вылета до места посадки летательного аппарата. На дальность полёта влияет запас топлива в летательном аппарате, а также условия окружающей среды, которые могут увеличивать или уменьшать расход топлива\энергии, потребной для передвижения. Тактический радиус действия — наибольшее расстояние, на котором формирование ВВС может решить боевую задачу и вернуться на базу без расходования невырабатываемого остатка топлива. Продолжительность полета – время нахождения летательного аппарата в воздухе (время от отрыва летательного аппарата от взлетнопосадочной полосы или какой-либо другой опорной поверхности до касания 110 ВПП или другой поверхности). Как летно-техническая характеристика ЛА располагаемая продолжительность полета определяется для стандартных атмосферных условий при заданных аэронавигационном запасе топлива, полном запасе топлива и взлетном весе и зависит от принятых режимов набора высоты и снижения, но в основном от высоты и скорости (числа Маха) горизонтального полета. Наибольшая продолжительность достигается при выдерживании наивыгоднейших режимов, при которых минимален часовой расход топлива. Скороподъёмность — лётно-техническая характеристика воздушного судна, определяющая его манёвренность в вертикальной плоскости[1]; выражается в скоростных возможностях летательного аппарата при наборе им высоты в полёте и измеряется в метрах в секунду . Скороподъёмность зависит от полётной конфигурации, массы воздушного судна (груза, количества топлива) и метеоусловий, влияющих на характеристики двигателей (давления, температуры, влажности). У поверхности земли, где двигатели развивают максимальную мощность, скороподъёмность наибольшая, с ростом высоты она снижается и падает до нуля у теоретического потолка (у практического потолка, который ниже, запас скороподъёмности ещё есть). 111 3.3 ВЗЛЕТ И ПОДЪЕМ САМОЛЕТА 3.3.1. Взлет самолета. 1. Действие аэродинамических сил при взлете. 2. Этапы взлета. 1. Каждый полет начинается со взлета. Взлет самолета может быть с разбегом или вертикальным. Большинство современных самолетов способно совершать взлет лишь с разбегом. В случае вертикального взлета самолет должен иметь силовую установку, которая создавала бы тягу (вертикальную силу), превышающую вес самолета. Взлетом самолета называется движение самолета от начала разбега до достижения безопасной скорости и высоты (рис. 63). Рисунок 63. Траектория взлета Безопасной скоростью V2 является скорость, на которой самолет обладает достаточной устойчивостью и управляемостью для перехода к следующему этапу – начальному набору высоты. Рисунок 64. Схема сил, действующих на самолет при разбеге На самолет при разбеге действуют следующие силы (Рис. 64): 112 − сила тяги двигательной установки Р; в начале разбега ее величина максимальна, а затем по мере увеличения скорости постепенно уменьшается; у самолетов с поршневыми двигателями уменьшение тяги на разбеге более значительно, чем у самолетов с ТРД; − сила веса самолета Q; по величине неизменна, направлена вниз; − подъемная сила У; в начале разбега равна нулю, а в конце разбега, при отрыве, достигает величины веса самолета; − сила лобового сопротивления Q; возрастает по мере разбега от нуля до некоторого значения (в зависимости от угла атаки, скорости, высоты полета); − нормальная сила реакции земли N; в начале разбега равна весу самолета, а по мере нарастания скорости и увеличения подъемной силы уменьшается до нуля при отрыве; − сила трения пневматиков о грунт F; зависит от коэффициента трения колес о землю и от силы N. F=N*f. Уравнения движения центра тяжести самолета при разбеге будут иметь вид: 𝑃𝑃 − 𝑄𝑄 − 𝐹𝐹 = 𝑑𝑑𝑑𝑑 𝐺𝐺 𝑔𝑔𝑔𝑔𝑥𝑥 𝑌𝑌 − 𝐺𝐺 + 𝑁𝑁 = 0, где 𝑖𝑖𝑥𝑥 = ускорение движения. Из уравнения следует, что в направлении 𝑑𝑑𝑑𝑑 движения действует неуравновешенная сила, равная разности сил Р - (Q + F) и вызывающая ускорение движения. Нарастание скорости на разбеге будет происходить тем быстрее, чем больше величина этой неуравновешенной силы. Сила трения колес о землю равна F=f*N=f(G-Y) Из формулы видно, что сила трения в конце пробега обращается в нуль, так как при отрыве G=У. Ускорение при разбеге может быть выражено формулой или 𝑖𝑖𝑥𝑥 = 𝑔𝑔 𝑃𝑃 − [𝑄𝑄 + 𝑓𝑓(𝐺𝐺 − 𝑌𝑌] 𝐺𝐺 𝑖𝑖𝑥𝑥 = 𝑔𝑔 𝑃𝑃 − [𝑄𝑄 + 𝐹𝐹]𝑐𝑐𝑐𝑐 𝐺𝐺 113 Ввиду того что сила тяги в процессе разбега изменяется незначительно, а сила лобового сопротивления Q при увеличении скорости увеличивается примерно в такой же мере, в какой уменьшается сила Р, ускоряющая сила на разбеге изменяется также незначительно. 2. Нормальный взлет состоит из трех этапов (Рис. 65): разбега, отрыва и разгона с подъемом (воздушного участка). Взлет представляет собой один из видов неустановившегося полета. Рисунок 65. Схема взлета самолета Разбег - это начальный период взлета, представляющий собой ускоренное движение самолета по земле, необходимое для приобретения такой скорости, при которой крыло создает подъемную силу, способную оторвать самолет от земли. На современных самолетах с трехколесным шасси разбег выполняется следующим образом. Перед разбегом, удерживая самолет на месте с помощью тормозов главных колес шасси, летчик плавно увеличивает тягу двигателей до максимальной, затем отпускает тормоза, и самолет начинает движение на всех колесах шасси. Когда скорость самолета достигнет такой величины, при которой руль высоты становится достаточно эффективным, летчик взятием ручки на себя увеличивает угол атаки крыла и отрывает от земли носовое колесо. Дальнейшее движение самолета до отрыва происходит на главных колесах шасси. Отрыв носового колеса необходим для придания самолету взлетного угла атаки. В процессе разбега скорость самолета увеличивается от 0 до скорости отрыва. Следовательно, разбег представляет собой прямолинейное ускоренное движение под действием внешних неуравновешенных сил. Техника взлета на самолете с хвостовым колесом отличается от техники взлета самолета с 3-х колесным шасси тем, что в начале разбега летчик при достижении скорости, на которой руль высоты становится эффективным, отдачей ручки от себя опускает капот до линии горизонта и в таком положении совершает разбег. Как только скорость самолета достигнет скорости отрыва, летчик незначительным движением ручки управления на себя отрывает самолет от земли и на высоте 1 - 1,5 м совершает разгон скорости самолета до скорости подъема. После этого самолет переводится в набор высоты. 114 В конце разбега самолет приобретает такую скорость, когда его несущие поверхности создают подъемную силу, равную весу самолета, и самолет отделяется от земли. Момент отделения самолета от земли называется отрывом. Подъемная сила самолета становится несколько больше силы веса, и самолет, оторвавшись от земли, продолжает разгон скорости и переходит в набор высоты. Скорость самолета, при которой он отрывается от земли, называется скоростью отрыва и определяется по формуле 2𝐺𝐺 , 𝑣𝑣отр = � 𝐶𝐶𝐶𝐶отр 𝜌𝜌𝜌𝜌 В целях безопасности коэффициент подъемной силы Сyотр предусматривается несколько уменьшенным по отношению Сyмакс и при отрыве составляет 0,8 - 0,85 Сyмакс. Из формулы видно, что скорость отрыва зависит от удельной нагрузки 𝐺𝐺 на крыло и плотности воздуха р. 𝑆𝑆 На величину скорости отрыва оказывает влияние техника выполнения взлета. С целью уменьшения длины разбега иногда прибегают к отрыву самолета на меньшей скорости, для чего в конце разбега, когда самолет наберет определенную скорость (соответствующую Vмин), летчик резко выводит самолет на углы атаки, близкие к критическому (так называемый взлет с подрывом). Подъемная сила возрастает и самолет отрывается. Однако при этом скорость уменьшается до Vмин и ухудшаются характеристики устойчивости и управляемости, полет становится небезопасны. Отрыв самолета от ВПП происходит без дополнительного перемещения штурвала по достижении скорости отрыва Vотр. Разница в скорости подъема передней опоры и отрыва не превышает 15-20 км/ч. После отрыва самолет по криволинейной траектории переходит в набор высоты с последующим увеличением скорости полета и уменьшением угла атаки. На высоте 3-5 м начинается уборка шасси, скорость продолжает расти и на высоте 10.7 м достигает безопасной скорости взлета V2. На этом взлет самолета считается законченным. 3.3.2. Взлетные характеристики. 1. Длина разбега, скорость отрыва, скорость принятия решения, взлетная дистанция. 2. Взлетный вес самолета. 1. Длиной разбега называется путь, проходимый самолетом от старта до точки отрыва от земли. Длина разбега является одной из главных характеристик самолета, по которой определяют необходимый размер взлетно-посадочной полосы. Рассматривая разбег самолета как 115 равноускоренное движение с ускорением iср, можем записать (при отсутствии ветра): среднее время разбега 𝑣𝑣 𝑡𝑡𝐶𝐶𝐶𝐶 = 𝑂𝑂𝑂𝑂𝑂𝑂, 𝑖𝑖𝐶𝐶𝐶𝐶 средняя скорость 𝑣𝑣𝑂𝑂𝑂𝑂𝑂𝑂 . 2 но так как 𝑣𝑣𝐶𝐶𝐶𝐶 = то получим 𝐿𝐿РАЗБ = 𝑣𝑣𝐶𝐶𝐶𝐶 ∗ 𝑡𝑡, 𝐿𝐿разб 2 𝑣𝑣𝑂𝑂𝑂𝑂𝑂𝑂 = . 2𝑖𝑖𝐶𝐶𝐶𝐶 Как следует из формулы, длина разбега зависит в основном от скорости отрыва и величины среднего ускорения на разбеге. Для приближенной оценки влияния отдельных параметров можно воспользоваться следующей формулой: 𝐿𝐿разб 2 𝑣𝑣𝑂𝑂𝑂𝑂𝑂𝑂 = , 𝑃𝑃𝐶𝐶𝐶𝐶 2𝑔𝑔 � − 𝑓𝑓� 𝐺𝐺 где РСР - тяговооруженность самолета; f - коэффициент трения. Выясним влияние различных эксплуатационных и конструктивных факторов на длину разбега самолета. Влияние величины силы тяги силовой установки. С увеличением силы тяги Р увеличивается ускоряющая сила Р-(Q+F), вследствие чего увеличивается ускорение и самолет быстрее (на меньшем отрезке пути) набирает скорость, равную скорости отрыва. С этим связано использование того или иного режима работы двигателя. Как правило, взлет производят на взлетном режиме, т. е. режиме наибольшей тяги (мощности). Увеличение тяги на 25% (за счет перехода на взлетный или форсажный режим) сокращает длину разбега с твердого грунта на 20 - 25%. Для сокращения длины разбега на некоторых типах самолетов при взлете применяются стартовые ускорители, представляющие собой двигатели типа ЖРД или пороховые ракеты. Они кратковременно (в течение 10 - 15 сек) создают дополнительную значительной величины тягу и тем самым сокращают длину и время разбега. Скорость отрыва самолетов с ТРД от режима работы реактивных двигателей не зависит, а у самолетов с поршневыми двигателями (и с турбовинтовыми) она может уменьшаться за счет увеличивающейся эффективности обдувки 116 несущих поверхностей струёй от винтов, вследствие чего увеличивается СyМАКС. Влияние взлетного веса на длине разбега сказывается двояко. Увеличение его повышает скорость отрыва (нужна большая подъемная сила) и уменьшается ускорение (самолет становится инертнее и несколько повышается сопротивление). И то и другое увеличивает длину разбега. Влияние состояния поверхности аэродрома связано с наличием силы трения колес о поверхность взлетной полосы. При рыхлом, мягком грунте сила трения возрастает, а ускоряющая сила [Р - (Q + Р)] уменьшается, в результате чего уменьшается ускорение, а длина разбега увеличивается. Сила трения, выраженная коэффициентом трения f, зависит от нагрузки на колеса и состояния поверхности аэродрома. Чем меньше коэффициент трения, тем меньше сила трения F, а ускоряющая сила возрастает, что сокращает длину разбега. Поэтому применение взлетных полос с твердым покрытием является одним из способов уменьшения длины разбега. Влияние механизации крыла. Перед взлетом на большинстве современных самолетов выпускаются щитки (или закрылки) во взлетное положение, чтобы увеличить максимальное значение коэффициента подъемной силы самолета. При этом подъемная сила, необходимая для отрыва, возникает на меньшей скорости. Для достижения меньшей скорости требуется и меньшая длина разбега. Влияние направления и скорости ветра. Скорость, при которой создается необходимая подъемная сила, представляет собой скорость самолета относительно воздушной массы. При встречном ветре скорость отрыва складывается из скорости самолета относительно земли и скорости ветра. Следовательно, разбег выгодно совершать против ветра, так как в этом случае скорость воздуха относительно самолета будет больше, чем скорость самолета относительно земли. И отрыв произойдет раньше. При взлете по ветру длина разбега увеличивается ввиду того, что воздушная скорость самолета в этом случае равна разности между путевой скоростью и скоростью ветра. Поэтому с целью сокращения длины разбега самолета старт разбивают таким образом, чтобы взлет совершался против ветра. Влияние давления и температуры воздуха. От величины давления и температуры атмосферного воздуха зависят скорость отрыва и сила тяги двигательной установки. С уменьшением давления увеличивается скорость отрыва, а сила тяги уменьшается, что ведет к увеличению длины разбега. При увеличении температуры наружного воздуха длина разбега увеличивается, так как увеличивается скорость отрыва и уменьшается сила тяги. Это происходит из-за уменьшения массовой плотности р при повышении температуры. Для самолетов с ТРД можно приближенно считать, что при отклонении на 1° температуры изменяется на 1% длина разбега. 117 Наклон взлетной полосы. Если взлетная полоса имеет угол наклона θ, то ускорение на разбеге будет отличаться от ускорения при горизонтальном разбеге на величину g*sinθ. Угол наклона полосы на скорость отрыва не влияет и сказывается только на ускорении, следовательно, и на длине разбега. Скорость, которую самолет должен иметь для обеспечения безопасного отделения самолета от земли, называется скоростью отрыва. Скорость, при которой самолет уже может лететь, есть минимальная скорость, соответствующая критическому углу атаки, когда коэффициент подъемной силы Су достигнет максимума. Вследствие того, что здесь самолет неустойчив и плохо управляем, отрыв производится на скорости больше минимальной приблизительно на 15% (Vотр==1,15 Vмин). В момент отрыва нормальная реакция земли равна нулю, поэтому условие отрыва будет иметь вид 2 𝜌𝜌𝑉𝑉𝑂𝑂𝑂𝑂𝑂𝑂 𝐺𝐺 = 𝑌𝑌 = 𝐶𝐶𝑦𝑦𝑂𝑂𝑂𝑂𝑂𝑂 𝑆𝑆, 2 откуда 2𝐺𝐺 𝑉𝑉𝑂𝑂𝑂𝑂𝑂𝑂 = � . 𝜌𝜌𝜌𝜌𝑦𝑦𝑂𝑂𝑂𝑂𝑂𝑂 𝑆𝑆 𝐺𝐺 Из формулы видно, что скорость отрыва тем больше, чем больше 𝑆𝑆 удельная нагрузка на крыло - и чем меньше плотность воздуха и коэффициент подъемной силы при отрыве. Плотность воздуха определяется атмосферными условиями и зависит от высоты расположения аэродрома над уровнем моря. Летом плотность воздуха меньше, следовательно, и скорость отрыва больше, чем зимой. На высокогорном аэродроме плотность воздуха меньше, поэтому скорость отрыва здесь больше, чем на аэродроме, расположенном на уровне моря. Величина СуОТР определяется по значению взлетного угла атаки, на котором происходит отрыв, с учетом влияния близости земли. Так как взлетный угол атаки меньше критического, то СуОТР < Су,МАКС примерно на 15%. В процессе взлета самолета могут возникнуть ситуации, при которых взлет должен быть прекращен. При отказе двигателя или при появлении других неисправностей, угрожающих безопасности полета, если не достигнута скорость принятия решения, взлет должен быть прекращен. Скорость принятия решения V1 – это наибольшая скорость разбега, при которой в случае отказа критического двигателя возможно как безопасное 118 прекращение, так и безопасное продолжение взлета. Значение скорости принятия решения должно удовлетворять условию: 𝑉𝑉𝑚𝑚𝑚𝑚𝑚𝑚 ≤ 𝑉𝑉1 ≤ 𝑉𝑉𝑅𝑅 . Путь, проходимый самолетом от начала разбега до места набора высоты 25 м, называется взлетной дистанцией. Взлетная дистанция включает в себя длину разбега и воздушный участок пути от места отрыва до места набора высоты 25 м. Длина воздушного участка зависит от среднего угла наклона этого участка 25 . 𝐿𝐿возд = 𝑡𝑡𝑡𝑡𝑡𝑡 Чем меньше угол подъема, тем больше воздушный участок, тем больше и взлетная дистанция. После отрыва на самолетах с ТРД на воздушном участке производится выдерживание с постепенным отходом от земли и разгоном скорости. Набрав нужную скорость, летчик переводит самолет в набор высоты, который отличается от выдерживания более крутой траекторией. Все движение от начала разбега представляет собой разгон, который требует избытка тяги, т. е. ускоряющей силы. На воздушном участке эта сила определяется по формуле 𝑅𝑅УСК = 𝑃𝑃 − 𝑄𝑄 − 𝐺𝐺 ∗ 𝑠𝑠𝑖𝑖𝑛𝑛𝑛𝑛 где θ - угол набора. 2. Максима́льная взлётная ма́сса (максимальный взлётный вес, англ. MTOW — max takeoff weight) — максимальная масса воздушного судна, при которой оно может взлететь с соблюдением всех правил безопасности полётов. 3. Правила безопасности полётов предусматривают соблюдение множества различных условий. Например, должен быть обеспечен разгон самолёта до взлётной скорости при его разбеге по ВПП заданной длины. Самолёт с массой, превышающей максимально допустимую, может не успеть набрать необходимой скорости, а при отказе от взлёта остатка ВПП может не хватить для торможения самолёта. Должен быть обеспечен необходимый запас подъёмной силы, которая в приземном слое воздуха значительно выше из-за экранного эффекта и падает с отходом от земли. То же самое справедливо и для вертолётов. Для самолёта также должна быть обеспечена нужная скорость набора высоты, чтобы не задеть деревья или здания вокруг аэродрома (некоторые аэродромы расположены в городах и окружены высокими зданиями). Превышение максимальной взлётной массы называется перегрузом (не путать с перегрузкой), и является грубым нарушением правил безопасности полётов. Перегруз явился причиной многих авиационных происшествий. Максимальная взлётная масса воздушного судна совершенно не обязательно соответствует его полной снаряженной массе, полной заправке топливом и полной загрузке полезным грузом. Как правило, всегда 119 производится расчёт заправки и загрузки для каждого конкретного вылета и практически всегда приходится жертвовать или заправкой (что ограничивает дальность полёта) либо ограничивать массу полезного груза в пользу заправки топливом. Также на взлётную массу влияют другие факторы, например, температура наружного воздуха — чем жарче на аэродроме вылета, тем менее плотен воздух (при том же атмосферном давлении), меньше подъёмная сила и выше температура газов двигателей, что также накладывает ограничения на максимальную взлётную массу. 3.3.3. Взлетные характеристики. 1. Скорость и тяга, потребные для подъема, угол подъема, вертикальная скорость подъема, градиент набора высоты. 2. Потолок самолета. 1. Выдерживание самолета над землей имеет цель увеличения скорости полета до величины, необходимой для безопасного и быстрого подъема. В летной практике иногда выдерживают самолет над землей до несколько меньшей скорости подъема, уменьшая при этом этап выдерживания, и переводят самолет на пологий подъем, во время которого скорость возрастает до взлетной, и только после этого летчик устанавливает нормальный угол подъема. Однако следует помнить, что, переводя самолет на подъем при скорости значительно меньшей, чем взлетная, летчик замедляет разгон и, главное, будет управлять самолетом на режиме, близком к границе вторых режимов. Поэтому в первые секунды подъема запас скорости мал, что потребует от летчика усиленного внимания и безупречного пилотирования. Подъем является одним из видов установившегося движения самолета, при котором самолет набирает высоту по траектории, составляющей с линией горизонта некоторый угол. Установившийся подъем – это прямолинейный полет самолета с набором высоты с постоянной скоростью. Режим подъема характеризуется следующими параметрами: − скоростью по траектории – скорость подъема; − углом наклона траектории подъема к горизонту – угол подъема; − вертикальной составляющей скорости подъема – вертикальная скорость. Скоростью, потребной для подъема самолета, называется скорость, необходимая для создания подъемной силы, уравновешивающей составляющую веса, перпендикулярную траектории подъема на данном угле атаки. Из условия прямолинейности движения можно определить величину потребной для подъема скорости. 120 𝑌𝑌 = 𝐺𝐺 ∗ 𝑐𝑐𝑐𝑐𝑐𝑐𝑐𝑐. Подставив в это уравнение значение подъемной силы, получим 2 𝑝𝑝𝑝𝑝под 𝐶𝐶𝐶𝐶 𝑆𝑆 = 𝐺𝐺 ∗ 𝑐𝑐𝑐𝑐𝑐𝑐𝑐𝑐. 2 Находим 2𝐺𝐺 𝑣𝑣под = � ∗ 𝑐𝑐𝑐𝑐𝑐𝑐𝑐𝑐. 𝐶𝐶𝑦𝑦𝑦𝑦 ∗ 𝑆𝑆 Так как выражение � 𝐶𝐶 2𝐺𝐺 𝑦𝑦𝑦𝑦 ∗𝑆𝑆 есть численная величина потребной скорости горизонтального полета, то формула примет вид 𝑣𝑣под = 𝑣𝑣г.п. √𝑐𝑐𝑐𝑐𝑐𝑐𝑐𝑐. Величина √𝑐𝑐𝑐𝑐𝑐𝑐𝑐𝑐 всегда меньше единицы, поэтому можно сделать вывод, что для выполнения подъема самолета требуется меньшая скорость, чем при горизонтальном полете на том же угле атаки. Для небольших углов подъема потребная скорость для подъема самолета незначительно отличается от потребной скорости горизонтального полета на том же угле атаки. Поэтому при подъеме с углом, не превышающим 20-25 градусов, можно принимать, что скорость, потребная для подъема, равна скорости, потребной для горизонтального полета. Тяга, необходимая для того, чтобы уравновесить силу лобового сопротивления и составляющую вес при подъеме самолета на данном угле атаки, называется потребной тягой для подъема. Из условия равномерности движения можно определить величину тяги, потребной для подъема. Рпод = 𝑄𝑄 + 𝐺𝐺 ∗ 𝑠𝑠𝑠𝑠𝑠𝑠𝑠𝑠. Если совершать подъем самолета на тех же углах атаки, что и горизонтальный полет, то лобовое сопротивление при подъеме будет численно равно потребной тяге горизонтального полета. Следует, что для совершения подъема требуется большая тяга, чем для горизонтального полета на том же угле атаки, так как она нужна не только для преодоления лобового сопротивления, но и для уравновешивания составляющей силы и веса по траектории. Угол, заключенный между траекторией подъема и горизонтом, называется углом подъема. Величину угла подъема можно определить из уравнения: 𝑃𝑃 −𝑄𝑄 𝑠𝑠𝑠𝑠𝑠𝑠𝑠𝑠 = под . 𝐺𝐺 При подъеме с углами меньше 25-30 градусов можно полагать, что Q=Pг.п., и тогда из уравнения получим 𝑃𝑃 −Р 𝑠𝑠𝑠𝑠𝑠𝑠𝑠𝑠 = под г.п.. 𝐺𝐺 Можно сделать вывод, что наибольший угол подъема будет на скорости полета, которой соответствует максимальный избыток тяги. 121 Высота, которую самолет может набирать за единицу времени, называется вертикальной скоростью подъема или скороподъемностью (рис. 66). Движение самолета на подъеме можно рассматривать как движение в горизонтальной и вертикальной плоскостях. Поэтому скорость движения по траектории раскладывается на две составляющие: горизонтальную и вертикальную. Из полученного треугольника скоростей можно вычислить: 𝑣𝑣𝑦𝑦 = 𝑣𝑣под ∗ 𝑠𝑠𝑠𝑠𝑠𝑠𝑠𝑠. Рисунок 66. Подъем самолета Вертикальная скорость подъема прямо пропорциональна произведению (ΔР*vг.п.) и обратно пропорциональна полетному весу самолета. При увеличении высоты полета наивыгоднейшая скорость подъема увеличивается, однако избыток тяги уменьшается интенсивнее, поэтому произведение ΔР*vпод , а следовательно, и вертикальная скорость подъема уменьшаются. Это объясняется тем, что скорость по траектории увеличивается значительно медленнее, чем уменьшается располагаемая тяга. Градиент набора высоты – тангенс угла наклона траектории при наборе высоты, выраженный в процентах. Для самолета Ту рассматривается полный градиент набора не менее 2,4% на участке набора от момента уборки шасси до набора высоты 120 м при одном отказавшем двигателе и закрылках, отклоненных на 18°, предкрылках – на 19°. Градиент определяется по формуле hн= tGqн 100%. Полный градиент набора высоты – это предельно достижимое значение градиента набора высоты в рассматриваемых эксплуатационных условиях. Чистый градиент набора высоты – наиболее вероятное значение градиента набора высоты в рассматриваемых эксплуатационных условиях при массовой эксплуатации самолета. 2. Высота полета, на которой вертикальная скорость установившегося подъема равна нулю, называется теоретическим (или статическим) потолком самолета. На теоретическом потолке избытка тяги нет, поэтому возможен только горизонтальный полет и только на наивыгоднейшем угле атаки (и только на наивыгоднейшей скорости), на котором наименьшая потребная тяга. Диапазон скоростей при этом равен нулю (рис. 67). 122 Рисунок 67. К определению потолка самолета При установившемся подъеме самолет практически не может достигнуть теоретического потолка, так как по мере приближения к нему избыток тяги становится настолько мал, что для набора оставшейся высоты потребуется затратить слишком много времени и топлива. Из-за отсутствия избытка тяги полет на теоретическом потолке практически невозможен, потому что любые нарушения режима полета без избытка тяги нельзя устранить. Поэтому кроме понятия теоретического потолка введено понятие так называемого практического потолка. Условно считают, что практический потолок самолета есть высота, на которой максимальная вертикальная скорость подъема равна 0,5 м/с. Разница между теоретическим и практическим потолком у современных самолетов невелика и не превышает 200 м. Теоретический и практический полотки можно определить по графику (рис. 67). Современные самолеты при полете с большими скоростями полета обладают настолько большим запасом кинетической энергии, что могут использовать его для набора высоты. Причем если самолет летит вблизи практического полотка, то он за счет использования запаса кинетической энергии, сохраняя управляемость, может подняться на высоту, большую его теоретического потолка, даже при отсутствии избытка тяги. Максимальная высота, набираемая самолетом за счет запаса кинетической энергии, на которой можно создать скоростной напор, необходимый для сохранения управляемости, называется динамическим потолком. Достичь динамического потолка можно следующим образом: на некоторой высоте самолет разгоняется до максимальной скорости и выполняет горку. Перевод самолет на горку достигается увеличением подъемной силы. 123 3.4. СНИЖЕНИЕ И ПОСАДКА САМОЛЕТА. 3.4.1. Снижение самолета. 1. Действие аэродинамических сил при снижении. 2. Снижение по глиссаде, вертикальная скорость снижения. 1. Все силы, действующие на самолет в полете, могут быть сведены к трем: полной аэродинамической силе , силе тяжести и силе тяги двигателя . Эти силы, в свою очередь, можно привести к равнодействующей силе , приложенной в центре масс самолета, и моменту относительно центра масс (рис. 68): Рисунок 68. Силы, действующие на самолет в полете Все силы, действующие на самолет в полете, удобно объединить в две группы: − поверхностные силы - силы, не связанные с массой самолета (полная аэродинамическая сила и сила тяги двигателя); − массовые силы – силы, связанные с массой самолета (сила тяжести и инерционная сила ), которые необходимо преодолеть для совершения полета. Здесь уместно еще раз отметить, что сила лобового сопротивления , которую приходится преодолевать силой тяги двигателя , возникает как неизбежное следствие получения подъемной силы, неразрывно связана с ней, поэтому силу лобового сопротивления, как и подъемную силу, с полным основанием можно отнести к группе сил, которые определяют полет. Силы, действующие на самолет при снижении(рис. 69): 124 Рисунок 69. Силы, действующие на самолет при снижении 𝑌𝑌𝑎𝑎 = 𝐺𝐺𝐺𝐺𝐺𝐺𝐺𝐺𝐺𝐺, 𝑃𝑃 = 𝑋𝑋𝑎𝑎 − 𝐺𝐺𝐺𝐺𝐺𝐺𝐺𝐺𝐺𝐺. Видно, что снижение происходит за счет недостатка тяги двигателя DP = Gsinq. Для проекций вектора перегрузки запишем ny = cosq; nx = sinq. Отметим, что на режиме снижения q < 0и nx < 0. Однако n = �n2x + n2y = 1 Следовательно, на основных режимах полета пассажирского самолета – в горизонтальном полете, при наборе высоты и снижении – перегрузка. 2. Снижение – полет самолета по наклонной траектории с работающим двигателем с потерей высоты. В процессе снижения скорость самолета изменяется (увеличивается и уменьшается в зависимости от программы снижения), скорость полета на высоте круга, а тем более посадочная скорость меньше скорости крейсерского полета. При установившемся снижении скорость постоянна и уравнения движения принимают вид: 𝑃𝑃 + 𝐺𝐺 ∗ 𝑠𝑠𝑠𝑠𝑠𝑠𝑠𝑠 − 𝑋𝑋 = 0 𝑌𝑌 − 𝐺𝐺 ∗ 𝑐𝑐𝑐𝑐𝑐𝑐𝑐𝑐 = 0 Как и в случае набора высоты, подъемная сила и лобовое сопротивление при одной и той же скорости имеют меньшие значения по сравнению с горизонтальным полетом. При снижении с работающим двигателем скорости за счет составляющей веса могут быть больше скорости горизонтального полета. Вертикальная скорость снижения определяется по формуле: 1 P V y = V sin θ сн ≈ Vсн − сн K G Величина вертикальной скорости снижения зависит от полетного веса, угла атаки, положения шасси и механизации крыла, обледенения самолета, плотности воздуха (высоты полета), числа М и величины тяги. − при увеличении полетного веса самолета скорость и вертикальная скорость снижения увеличиваются; 125 − при выпуске шасси и механизации крыла, а также при обледенении, аэродинамическое качество самолета уменьшается, угол снижения и вертикальная скорость возрастают; − при меньшей плотности воздуха скорость снижения и вертикальная скорость увеличиваются; − при снижении на больших числах М (на высоте) вследствие сжимаемости воздуха аэродинамическое качество уменьшается, угол и вертикальная скорость снижения возрастают; − увеличение тяги при снижении уменьшает угол и вертикальную скорость снижения. 3.4.2. Планирование самолета. 1. Угол планирования, дальность планирования. 2. Заход на посадку, высота принятия решения, уход на второй круг. 1. Посадка самолета начинается со снижения самолета. Угол установившегося планирования определяется по формуле 1 𝑡𝑡𝑡𝑡𝑡𝑡 = . 𝑘𝑘 Предпосадочное планирование выполняется с выпущенными шасси и закрылками (щитками), поэтому аэродинамическое качество невелико. Угол планирования и вертикальная скорость при этом значительно увеличиваются, что усложняет технику выполнения выравнивания. При наличии тяги угол планирования и вертикальная скорость уменьшаются, поэтому на современных скоростных самолетах планирование осуществляется, как правило, с некоторой тягой, тем более что в этом случае облегчается уход на второй круг. При планировании летчик рассчитывает место приземления. Для этого сразу же после четвертого разворота летчик устанавливает заданную скорость планирования и наклон траектории планирования. Прямолинейное снижение выводит самолет в точку начала выравнивания, находящуюся на высоте 6 - 10 м. Положение прямой (траектории снижения) относительно посадочной полосы задается расстоянием , определяющим удаленность точки от края ВПП. Для каждого типа самолета, планера величина х связана с их аэродинамическими характеристиками и в первую очередь с аэродинамическим качеством. На планировании перед посадкой желательно, чтобы скорость по траектории и вертикальная скорость снижения были по возможности уменьшены. С этой целью применяются закрылки, щитки или другие виды механизации крыла, которые увеличивают коэффициент подъемной силы и уменьшают потребную скорость планирования. Тем самым упрощается техника выполнения посадки и повышается ее безопасность. 126 При увеличении веса самолета увеличивается его скорость по траектории. Угол планирования при этом практически остается неизменным. Планирование самолета до высоты начала выравнивания является одним из ответственных этапов в обеспечении нормальной посадки. Практикой установлено, что наибольшее количество ошибок в технике пилотирования совершено на этапе предпосадочного планирования и при выходе из него. Основной причиной этих ошибок является то обстоятельство, что летчик, отвлекая внимание от пилотирования самолета для наблюдения за землей, уточнения расчета на посадку и правильности захода по оси посадочной полосы, теряет скорость и нарушает координацию отклонения рулей. Дальность планирования при потере высоты Н равна: 𝐿𝐿 = 𝐻𝐻 ∗ 𝐾𝐾. Как видно, дальность планирования определяется только аэродинамическим качеством аппарата и перепадом высот и не зависит от веса ВС и плотности воздуха. При изменении веса аппарата или плотности воздуха угол наклона траектории θ и дальность планирования остаются постоянными. Изменятся только скорость полета по траектории F, скорость снижения Vy и продолжительность планирования. 2. Посадкой называется замедленное движение самолета с высоты 15 м до его остановки после приземления. Согласно схеме посадки (рис.70) самолет достигает высоты Нпос=15 м со скоростью захода на посадку Vз.п и движется с этой же скоростью или постепенно уменьшающейся скоростью по траектории снижения с постоянным углом наклона до высоты начала выравнивания Нвыр. Рисунок 70. Траектория посадки самолета С высоты выравнивания самолет движется по криволинейной траектории и переходит от прямолинейной траектории снижения к траектории с малым углом наклона к поверхности ВПП. На участке выравнивания вследствие постепенного увеличения угла атаки и появления отрицательного избытка тяги 𝑃𝑃 − 𝑋𝑋 − 𝐺𝐺 ∗ sin(𝜃𝜃) < 0 скорость самолета гасится от значения Vз.п до скорости Vвыд. Вертикальная скорость при этом также уменьшается. Траектория выравнивания как бы сопрягает глиссаду с траекторией почти параллельной поверхности ВПП. Выравнивание заканчивается на высоте начала выдерживания Нвыд и начинается этап выдерживания. На 127 участке выдерживания полет происходит по траектории, имеющей угол наклона менее 1 градуса к поверхности ВПП. Вследствие непрерывного увеличения угла атаки и роста лобового сопротивления скорость самолета продолжает уменьшаться. Выдерживание заканчивается после достижения скорости Vпос. Из-за гашения скорости без увеличения угла атаки равенство 𝑌𝑌 = 𝐺𝐺 ⋅ 𝑐𝑐𝑐𝑐𝑐𝑐( 𝛩𝛩 ) нарушается, самолет постепенно приближается к поверхности ВПП и касается ее колесами главных опор. Начинается этап пробега. Скорость самолета в момент приземления является его фактической посадочной скоростью Vпос. Снижение самолета с высоты, на которой прекращено преднамеренное увеличение угла атаки до приземления, называется парашютированием. Благодаря уменьшению подъемной силы в конце этапа снижения вертикальная скорость несколько увеличивается, что приводит к увеличению фактического угла атаки. Вертикальная скорость самолета в момент приземления в основном определяет нормальную перегрузку – “жесткость” посадки. Чем меньше вертикальная скорость в момент приземления, тем меньше нормальная перегрузка, тем более мягкой будет посадка. Уход на второй круг применяется летчиком в случае занятости ВПП, запрещения посадки руководителем полетов и при неточном расчете на посадку. Уход на второй круг – сложный элемент техники пилотирования. Для каждого типа самолета он имеет свои особенности, которые летчик обязан хорошо знать и правильно использовать на практике. Перед посадкой, после четвертого разворота, шасси, как правило, выпущены, а закрылки в момент принятия решения на уход на второй круг могут быть убраны или выпущены, в зависимости от того, в какой момент принято решение на уход. В любом случае при уходе на второй круг двигатель выводится на взлетную мощность. На современных самолетах мощности силовых установок позволяют уходить на второй круг с любой высоты вплоть до выдерживания и при любом положении шасси и закрылков. Для обеспечения безопасности ухода на второй круг следует придерживаться следующих правил: − при наличии малой высоты, не отрывая взгляда от земли, увеличить мощность двигателя до взлетной и с постепенным отходом от земли произвести, не уменьшая скорости, набор высоты; набрав 100 м, убрать закрылки (если имеется возможность, убирать закрылки следует в два-три приема); − не допускать резкого увеличения тяги двигателя (особенно важно для самолетов с поршневыми двигателями), так как это может вызвать отказ двигателя и интенсивное увеличение кабрирующего момента; − не допускать кренов и снижения скорости; − после уборки закрылков и шасси установить режим работы двигателя, соответствующий набору высоты. 128 3.4.3. Посадка самолета. 1. Этапы посадки. 2. Посадочный вес, влияние на траекторию захода. 3. Движение самолета после касания ВПП. 1. Посадка является завершающим этапом полёта и представляет собой замедленное движение самолета с высоты 25 м до полной остановки после пробега по земле. Посадка самолета, как правило, состоит из следующих этапов (Рис. 71): − планирования (снижения); − выравнивания; − выдерживания; − приземления (парашютирования); − пробега. Рисунок 71. Схема посадки самолета Посадка - сложный и ответственный маневр, завершающий полет. Ему предшествуют выход к аэродрому и заход на посадку. Маневр захода на посадку производится в непосредственной близости к аэродрому и имеет целью подготовку самолета к выполнению посадки. При визуальном заходе на посадку нормальным является движение самолета по прямоугольному маршруту, представляющему сочетание отрезков прямых и разворотов на 900 - так называемый «круг» (“коробочка”). “Круг” перед посадкой выполняется на определенной для каждого типа летательных аппаратов высоте (Рис. 72). Рисунок 72. Схема «круга» над аэродромом перед посадкой 129 Расчетными являются 3-й и 4-й развороты, выполняя которые на определенной высоте и точке маршрута, летчик производит предварительный расчет на посадку. Уточнение расчета на посадку, учет ветра производятся на участке от 3-го и 4-го разворота. После 4-го разворота самолет должен двигаться вдоль оси взлетно-посадочной полосы (ВПП). До высоты 50 м должны быть выпущены закрылки (щитки), шасси, установлена необходимая скорость по траектории снижения и летчик должен быть убежден в точности расчета. С высоты 30 м летчик переносит взгляд на землю. Начинается выполнение первого этапа посадки – планирование. Снижение (планирование) – полет самолета по наклонной траектории с работающим двигателем с потерей высоты. Выравнивание представляет собой процесс перехода от прямолинейного равномерного снижения к траектории горизонтального полета в конце выравнивания. Выдерживание производится для уменьшения скорости до посадочной и представляет собой торможение самолета в горизонтальном полете. Снижение самолета с высоты, на которой прекращено преднамеренное увеличение угла атаки до приземления, называется парашютированием. Пробег самолета является заключительным этапом посадки. После касания земли самолет совершает пробег на основных колесах шасси (для самолетов с носовым колесом), после чего летчик плавно опускает носовое колесо и начинает торможение основных колес. 2. Максимальная посадочная масса - это такой максимальный вес самолета, при котором он может совершить безопасную посадку. Шасси у самолета имеют предел прочности и их нельзя перегружать - это одна из причин ограничения веса. Также есть ограничение по тяге двигателей и подъемной силе. Когда самолет взлетает, и, тем более, садится, на шины самолета ложится огромное давление, также очень сильно разогреваются тормозные колодки. Даже сами стойки шасси рассчитаны на определенную максимальную нагрузку. Поэтому превышать эти веса нельзя. Влияние взлетного веса на длине разбега сказывается двояко. Увеличение его повышает скорость отрыва (нужна большая подъемная сила) и уменьшается ускорение (самолет становится инертнее и несколько повышается сопротивление). И то, и другое увеличивает длину разбега. Влияние посадочного веса самолета. С увеличение посадочного веса длина пробега возрастает пропорционально, так как при этом возрастает посадочная скорость. Можно сделать вывод, что ускорение торможения обратно пропорционально весу самолета. Увеличение веса самолета увеличивает его кинетическую энергию и для ее погашения требуется увеличить тормозящую силу, которая практически остается постоянной (если не применять специальных тормозных устройств, так как Q уменьшается, а F возрастает почти на ту же величину. 130 3. Когда самолет постепенно приближается к поверхности ВПП и касается ее колесами главных опор, начинается этап пробега. Скорость самолета в момент приземления является его фактической посадочной скоростью Vпос. Первая фаза пробега после приземления осуществляется на колесах основных опор. При уменьшении скорости до определенного значения угол атаки самолета уменьшается, колеса передней опоры касаются ВПП, и дальнейшее движение самолета на пробеге осуществляется на трех опорах. При пробеге по возможности используются все средства торможения: − реверс двигателей; − тормоза колес; − тормозные щитки, увеличивающие лобовое сопротивление; − гасители подъемной силы (интерцепторы), увеличивающие нагрузку на колеса и, соответственно, силу трения колес о ВПП. 131 3.5. ПИЛОТАЖ САМОЛЕТА 3.5.1. Вираж и разворот самолета. 1. Силы, действующие на вираже. 2. Угловая скорость виража. 3. Радиус и время разворота. 1. Вираж самолета - это криволинейный полет самолета в горизонтальной плоскости с разворотом на 360°. Часть виража, имеющая цель изменение направления движения на угол, меньший 360°, называется разворотом. Вираж с постоянной скоростью и углом крена называется установившимся. Установившийся вираж без скольжения называется правильным (рис.73). Рисунок 73. Схема виражей Рисунок 74. Схема сил, действующих на самолет на вираже (вид спереди) 132 Вираж может быть неустановившимся, при котором будет меняться скорость и радиус, вираж со скольжением, вираж с набором или потерей высоты. Если самолет имеет скольжение во внутреннюю сторону виража или во внешнюю, то направление скорости не совпадает с плоскостью симметрии и составляет с ней некоторый угол β (Рис. 74). В первом случае скольжение называется внутренним, во втором - внешним. На вираже на самолет действует подъемная сила Y и лобовое сопротивление X, вес самолета G и тяга силовой установки Р. Для осуществления виража необходима неуравновешенная сила, направленная горизонтально к центру виража - центростремительная сила. Для получения этой силы необходимо накренить самолет элеронами в сторону виража на угол γ, который называется углом крена (схема сил, действующих на самолет на вираже (Рис. 74). В результате этого на тот же угол наклонится и вектор подъемной силы крыла Y. Разложив эту силу по вертикали и горизонтали, получим две силы - Ycos γ и Ysin γ. Из них сила Ycos γ должна уравновешивать силу веса самолета G, а сила Y sin γ служит центростремительной силой. Значит, для осуществления правильного виража подъемная сила должна увеличиться с таким расчетом, чтобы ее вертикальная составляющая Ycosγ могла уравновесить вес самолета G. Это достигается двумя способами: увеличением угла атаки или увеличением скорости полета. Если не выполнить эти условия, то вертикальная составляющая Ycos 7 будет меньше веса самолета и под действием разности сил (G-Ycos 7) самолет будет снижаться на вираже, т. е. получится неправильный вираж - со скольжением. 2. Для выполнения виража необходимо увеличить подъемную силу по сравнению с горизонтальным полетом. Этого увеличения можно достичь увеличением скорости полета при сохранении угла атаки либо увеличением угла атаки при сохранении скорости горизонтального полета. Если 𝛼𝛼 = 𝑐𝑐𝑐𝑐𝑐𝑐𝑐𝑐𝑐𝑐, 𝐶𝐶𝐶𝐶В = СуГП = Су, то из уравнения 𝐺𝐺 = 𝑌𝑌𝑌𝑌𝑌𝑌𝑌𝑌𝑌𝑌 = 𝐶𝐶𝐶𝐶 Скорость, 𝜌𝜌𝜌𝜌𝐵𝐵2 2 𝑆𝑆𝑆𝑆𝑆𝑆𝑆𝑆𝑆𝑆 получим 2𝐺𝐺 1 𝑉𝑉𝐵𝐵 = � ∗ = 𝑉𝑉ГП �𝑛𝑛𝑦𝑦 . 𝐶𝐶𝐶𝐶𝐶𝐶𝐶𝐶 𝑐𝑐𝑐𝑐𝑐𝑐𝑐𝑐 потребная на вираже, �𝑛𝑛𝑦𝑦 больше, чем в горизонтальном полете. Так как перегрузка на вираже всегда больше 133 в раз единицы, то и потребная скорость всегда больше скорости горизонтального полета при том же угле атаки. Но это не значит, что для выполнения виража необходимо увеличить скорость. Если до выполнения виража полет выполнялся на малом угле атаки, т. е. на большой скорости, то для увеличения подъемной силы на вираже можно увеличить угол атаки. Если же до выполнения виража полет выполнялся на больших углах атаки, т. е. на малой скорости, то увеличить угол атаки нецелесообразно, так как возможен срыв в штопор или штопорное вращение, поэтому необходимо в этом случае увеличить скорость. В последнем случае летчик нередко допускает ошибку, которая приводит к срыву в штопор. Из полученной зависимости следует, что на вираже скорость срыва, а также скорость, соответствующая наивыгоднейшему углу атаки, будут большими, чем в горизонтальном полете, так как 2𝐺𝐺 1 𝐶𝐶𝐶𝐶В = ∗ = 𝐶𝐶𝐶𝐶ГП 𝑛𝑛𝑦𝑦 , 𝜌𝜌𝑉𝑉 2 𝑆𝑆 𝑐𝑐𝑐𝑐𝑐𝑐𝑐𝑐 при условии, что 𝑉𝑉𝐵𝐵 = 𝑉𝑉гп = 𝑉𝑉. 3. Радиус и время виража являются основными величинами, характеризующими маневренные возможности самолета в горизонтальной плоскости. Как уже говорилось, для выполнения виража необходима центростремительная сила. То есть для уменьшения радиуса виража необходимо увеличить горизонтальную составляющую подъемной силы Y sinγ, а для этого следует увеличить крен самолета, одновременно увеличивая подъемную силу увеличением угла атаки или скорости. Центростремительная сила, с одной стороны, равна Ysinγ, 𝑚𝑚𝑉𝑉 2 а с другой 𝑟𝑟𝐵𝐵 (из условия искривления траектории в горизонтальной плоскости Следовательно, 𝑌𝑌𝑌𝑌𝑌𝑌𝑌𝑌𝑌𝑌 = 𝑚𝑚𝑉𝑉 2 𝑟𝑟𝐵𝐵 , откуда радиус виража будет равен 𝑚𝑚𝑉𝑉 2 𝐺𝐺𝑉𝑉 2 𝑉𝑉 2 𝑉𝑉 2 𝑟𝑟𝐵𝐵 = = = = , 𝑌𝑌𝑌𝑌𝑌𝑌𝑌𝑌𝑌𝑌 𝑔𝑔𝑔𝑔𝑔𝑔𝑔𝑔𝑔𝑔𝑔𝑔 𝑔𝑔 𝑌𝑌 𝑠𝑠𝑠𝑠𝑠𝑠𝑠𝑠 𝑔𝑔𝑔𝑔𝑔𝑔𝑔𝑔 𝐺𝐺 Таким образом, радиус виража определяется скоростью и нормальной перегрузкой. Анализируя выражения формулы, сделаем заключение, что радиус виража будет тем меньше, чем: 134 − меньше удельная нагрузка на крыло: − больше плотность воздуха ρ (с увеличением высоты полета радиус увеличивается); − больше коэффициент подъемной силы Су; − больше крен самолета y ; при Су=Судоп с уменьшением скорости радиус растет. Время виража определяется как отношение длины окружности, которую описывает центр тяжести самолета на вираже, к скорости самолета: 2𝜋𝜋𝑟𝑟𝐵𝐵 2𝜋𝜋 𝑉𝑉 2 𝑉𝑉 𝑡𝑡𝐵𝐵 = = ∗ = 0,64 , 𝑌𝑌 𝑉𝑉 𝑔𝑔𝑔𝑔𝑔𝑔𝑔𝑔 �𝑛𝑛𝑦𝑦2 − 1 следовательно, время разворота на угол ϕ 𝜑𝜑 𝑉𝑉 𝑡𝑡РАЗ = 0,64 . 360 �𝑛𝑛𝑦𝑦2 − 1 Из формулы видно, что время виража (как и радиус) определяется скоростью и нормальной перегрузкой. Для уменьшения времени виража необходимы те же условия, что и для уменьшения радиуса виража, но следует помнить, что скорость полета на время виража оказывает значительно меньшее влияние, чем радиус виража. 3.5.2. Фигуры пилотажа 1 Фигуры простого пилотажа. 2. Фигуры сложного пилотажа. 1. Овладение фигурами простого, сложного и высшего пилотажа (прямого и обратного) для летчика имеет большое значение, так как пилотаж вырабатывает у него способность быстро и правильно определять положение самолета в пространстве, воспитывает смелость, уверенность в своих действиях. Пилотажем называется маневрирование самолета с целью выполнения определенных фигур в воздушном пространстве. Пилотажные свойства самолета оцениваются способностью его в кратчайшее время изменить положение в пространстве, величину и направление скорости полета. Изменение величины и направления скорости полета достигается увеличением или уменьшением тяги двигателя, силы лобового сопротивления самолета, а также изменением угла атаки. При выполнении пилотажа происходит искривление траектории полета в горизонтальной и вертикальной плоскостях. 135 По степени сложности пилотаж подразделяется на простой, сложный и высший (прямой и обратный). К фигурам простого пилотажа относятся: вираж, горизонтальная восьмерка, спираль, пикирование, горка с углами до 45°, боевой разворот. К фигурам сложного пилотажа относятся: переворот, петля, полупетля, пикирование и горка с углами до 60°, горизонтальная управляемая и штопорная бочка, переворот на горке, управляемые и штопорные вращения на углах до 60° вверх и вниз. К фигурам высшего прямого и обратного пилотажа относятся все остальные фигуры пли их комбинации, включенные в каталог фигур. В каталог фигур включено около 15 тысяч фигур и их комбинаций. Из этих фигур составляются обязательная, произвольная и темная программы соревнований всех рангов по высшему пилотажу на поршневых самолетах. При выполнении пилотажа следует помнить, что каждой скорости полета соответствует определенная нагрузка, при которой происходит сваливание (срыв) самолета. При перетягивании ручки управления срыв происходит без предупредительной тряски с энергичным накренением и опусканием капота самолета. В процессе пилотажа необходимо выдерживать рекомендуемые скорости. Это особенно важно при выполнении учебных полетов курсантами и спортсменами первого и второго годов обучения, у которых опыт выполнения пилотажа еще мал. Для ускорения ввода в фигуры пилотажа разгон самолета следует производить не в режиме горизонтального полета, а на снижении, чтобы быстрее набрать скорость для выполнения очередной восходящей фигуры пилотажа и на нисходящей части предыдущей фигуры не допускать снижения оборотов двигателя менее 82%. Увеличение оборотов на пикировании (снижении) необходимо начинать при угле 35...45° с таким расчетом, чтобы ввод в очередную фигуру начинался с горизонтального полета по достижении заданной скорости и при максимальных оборотах двигателя. При выполнении фигур пилотажа особо важное значение имеет осмотрительность, обеспечивающая высокое качество выполнения фигур, а также безопасность полетов. Маневренные качества самолетов определяются величиной силы тяги двигателя, аэродинамическим качеством, эффективностью рулей и величиной допустимых перегрузок, которые вместе взятые зависят от 136 скорости и высоты полета. Следовательно, маневренные качества самолета изменяются при изменении высоты и скорости полета. Вираж самолета - это криволинейный полет самолета в горизонтальной плоскости с разворотом на 360°. Горизонтальная восьмёрка — фигура простого пилотажа, представляет собой замкнутую траекторию в горизонтальной плоскости, комбинацию двух виражей, правого и левого, без потери и без набора высоты. Восьмёрка выполняется так же, как и вираж. При выполнении правого виража двигатель должен работать на более низких оборотах, чем при выполнении левого. В конечном итоге, это зависит от конструкции самолёта и, соответственно, от направления вращения винтомоторной группы. Спиралью называется полет самолета по винтовой линии (траектории) с заданным креном и скоростью. Спираль представляет собой длительный вираж на планировании или подъеме. Если спираль применяется для набора высоты, она называется восходящей, если для потери высоты - нисходящей. Пикированием называется крутое снижение самолета по прямолинейной траектории с углами наклона 30° и более. Оно применяется для быстрой потери высоты и разгона скорости. Горка — фигура пилотажа, при выполнении которой летательный аппарат набирает высоту с постоянным углом наклона траектории. Выполнение горки, как правило, приводит к потере скорости. Горка может быть подразделена на следующие этапы: ввод в горку, прямолинейный участок, вывод из горки[1]. Ввод в горку может выполняться кабрированием, переходом из виража, выходом из пикирования. Набор высоты при выполнении горки ограничивается минимально допустимой скоростью полёта. Вывод из горки может выполняться уменьшением угла тангажа, переходом в пикирование или переходом в разворот. Боевой разворот — один из видов маневрирования самолёта. Представляет собой быстрый разворот на 180° с набором высоты. Применяется при необходимости быстро изменить направление полета на 180° и одновременно набрать высоту. Набор высоты при выполнении боевого разворота производится в основном за счёт запаса кинетической энергии движения (запаса скорости). 2. К фигурам сложного пилотажа относятся: переворот, петля, полупетля, пикирование и горка с углами до 60°, горизонтальная управляемая и штопорная бочка, переворот на горке, управляемые и штопорные вращения на углах до 60° вверх и вниз. Переворот — фигура сложного пилотажа, при которой самолёт поворачивается вокруг продольной оси на 180° с 137 прямолинейного полёта в перевёрнутый относительно горизонта с последующим движением по нисходящей траектории в вертикальной плоскости и выходом в горизонтальный полёт в направлении, обратном входу. Также известен как «обратный иммельман». Мёртвая петля — в авиации фигура сложного пилотажа в виде замкнутой петли, в России известная также как «петля Нестерова». Представляет собой замкнутую петлю в вертикальной плоскости. Петля называется «правильной», если все точки её траектории лежат в одной вертикальной плоскости. Переворот Иммельмана – фтгура сложного пилотажа, полупетля с полубочкой. Представляет собой половину восходящей петли, которая завершается в верхней точке переворотом на 180 градусов для выхода в обычный горизонтальный полет. Горка — фигура пилотажа, при выполнении которой летательный аппарат набирает высоту с постоянным углом наклона траектории[1]. Выполнение горки, как правило, приводит к потере скорости. Горка может быть подразделена на следующие этапы: ввод в горку, прямолинейный участок, вывод из горки[1]. Ввод в горку может выполняться кабрированием, переходом из виража, выходом из пикирования. Набор высоты при выполнении горки ограничивается минимально допустимой скоростью полёта. Вывод из горки может выполняться уменьшением угла тангажа, переходом в пикирование или переходом в разворот. Бо́чка — фигура пилотажа, при выполнении которой летательный аппарат (самолёт и так далее) поворачивается относительно продольной оси на 360° с сохранением общего направления полёта. Што́пор в авиации — особый, критический режим полёта самолёта (планёра), заключающийся в его снижении по крутой нисходящей спирали малого радиуса с одновременным вращением относительно всех трёх его осей[1]; неуправляемое движение самолёта на закритических углах атаки[2]. При этом самолёт переходит на режим авторотации. Штопору предшествует потеря скорости и сваливание. В ряде случаев предштопорное состояние самолёта характеризуется предупредительной тряской. 138 3.6 ДАЛЬНОСТЬ И ПРОДОЛЖИТЕЛЬНОСТЬ ПОЛЕТА 3.6.1. Основные характеристики дальности и продолжительности полета ВС. 1. Километровый расход топлива. 2. Часовой расход топлива. 1. Дальность и продолжительность полета являются важнейшими летно-тактическими характеристиками самолета. Под дальностью полета понимают расстояние от места вылета до места посадки вдоль маршрута полета по земной поверхности (Рис. 75). Продолжительность полета - время пребывания самолета в воздухе с момента вылета до момента посадки. Обычно рассматриваются следующие виды дальности: техническая, практическая и тактическая. Техническая дальность и продолжительность - дальность и продолжительность полета одиночного самолета до полного израсходования топлива. Практическая дальность и продолжительность - дальность и продолжительность полета с учетом гарантийного 7 - 10% остатка топлива (от полной заправки). Тактическая дальность - дальность полета с учетом запаса топлива на выполнение задания, не связанного с продвижением по маршруту. Рисунок 75. Траектория полета самолета на дальность Траектория полета самолета на дальность состоит из трех участков: набора высоты, горизонтального полета на заданной высоте и снижения с этой высоты. Дальность и продолжительность полета определяются прежде всего запасом топлива и режимом полета (высотой и скоростью). Каждому 139 режиму полета соответствует определенный расход топлива на один километр пути и за один час полета. Таким образом, от того, какой режим полета установил летчик, будут зависеть и дальность и продолжительность полета. Основными величинами, определяющими дальность и продолжительность полета, являются километровый и часовой расходы топлива. Зная километровый и часовой расходы топлива при данном варианте заправки самолета, можно рассчитать дальность и продолжительность полета. Количество топлива, расходуемое на один километр воздушного пути, называется километровым расходом топлива. 𝐶𝐶ℎ 𝑃𝑃п 𝐶𝐶𝑘𝑘 = = 𝐶𝐶𝑝𝑝 ∗ , 𝑣𝑣 𝑣𝑣 где v – скорость полета, км/ч. Километровый расход топлива, как видно из формулы зависит от Р величины удельного расхода топлива Ср и от соотношения � п �. Так как 𝑣𝑣 удельный расход топлива изменяется незначительно, что километровый расход будет определяться отношением Рп 𝑣𝑣 Рп 𝑣𝑣 . Наименьшее значение величины можно найти по кривым Жуковского путем проведения касательной из начала координат к кривой потребных тяг (Рис. 3). Отношение Рп 𝑣𝑣 Р есть не что иное, как tgφ= п . При увеличении высоты 𝑣𝑣 полета угол ср значительно уменьшается, следовательно, уменьшается и километровый расход топлива СК. Основной вывод состоит в том, что при полете самолета с ТРД на наивыгоднейшей скорости при поднятии на высоту километровый расход топлива уменьшается, а следовательно, дальность полета увеличивается. Расчетами и практикой установлено, что увеличение высоты от 0 до 12 км километровый расход уменьшается в 2-3 раза. Километровый расход топлива самолета с поршневым двигателем определяется по формуле 𝐶𝐶ℎ 𝐶𝐶𝐶𝐶𝑁𝑁п 𝐶𝐶𝐶𝐶 𝑁𝑁𝑒𝑒 𝐶𝐶𝐾𝐾 = = = ∗ . 𝑣𝑣 𝑣𝑣 𝑛𝑛𝐵𝐵 𝑣𝑣 где 𝑁𝑁𝑒𝑒 – эффективная мощность на валу двигателя; 𝑛𝑛𝐵𝐵 − коэффициент полезного дейтсвия. Анализ формулы показывает, что километровый расход топлива будет определяться в основном соотношением 𝑁𝑁п 𝑣𝑣 и величиной Се. Величина неизменной высоте при увеличении скорости полета увеличивается. 140 𝑁𝑁п 𝑣𝑣 на Минимальное значение отношения 𝑁𝑁п 𝑣𝑣 =tgφ будет найдено проведением касательной из начала координат к кривой NП. Скорость полета, соответствующая 𝑁𝑁п 𝑣𝑣 мин, называется наивыгоднейшей скоростью полета. Величина мин для всех высот остается неизменной, поэтому можно считать, что километровый расход топлива самолета с поршневым двигателем с поднятием на высоту зависит в основном от удельного расхода топлива Се. Удельный же расход Се при поднятии до расчетной высоты полета (расчетная высота двигателя) уменьшается, а выше ее увеличивается. В результате получается, что наименьший километровый расход топлива самолета с поршневой силовой установкой будет вблизи расчетной высоты. Следовательно, и наибольшая дальность полета самолета с ПД будет иметь место вблизи расчетной высоты полета на наивыгоднейшей скорости. 2. Количество топлива, расходуемое за один час полета, называется часовым расходом. Измеряется часовой расход в килограммах на час полета Сh кг топл./ч или в литрах Сh л/ч. Зная удельный вес топлива, развиваемую двигателем на данном режиме полета тягу (или мощность для поршневого двигателя) и удельный расход топлива, часовой расход можно определить по формуле: 𝐶𝐶𝑝𝑝 ∗ 𝑃𝑃𝑛𝑛 ⎧Сℎ = ;⎫ 𝛾𝛾 ⎨ С = 𝐶𝐶𝑒𝑒 ∗ 𝑁𝑁𝑒𝑒 ⎬ ⎩ ℎ 𝛾𝛾 ⎭ где Ср, Се- удельные расходы топлива ТРД и поршневого двигателей; PП, Ne - тяга и мощность ТРД и ПД; γ - удельный вес топлива, г/см3. Из формулы видно, что часовой расход топлива прямо пропорционален удельному расходу топлива и развиваемой тяге (или мощности). Потребная тяга Р, согласно формуле 𝑃𝑃п = Сх 𝑝𝑝𝑝𝑝 2 2 𝑆𝑆, увеличивается с увеличением скорости и уменьшается с подъемом на высоту, что и сказывается на часовом расходе топлива. Удельный расход топлива с изменением высоты полета уменьшается, хотя и незначительно, а с увеличением скорости полета возрастает тоже в небольших пределах. Увеличение удельного веса топлива уменьшает часовой расход, если измерять его в литрах в час, что сказывается на потребной емкости топливных баков, не оказывая влияния на расход топлива, измеряемый в килограммах в час. 141 Определив часовые расходы топлива для различных режимов полета, можно найти такой режим, полет на котором будет наиболее продолжителен. Тем самым будет найден режим наибольшей продолжительности полета. По кривым Жуковского нетрудно определить, что наименьшая потребная тяга для всех высот полета будет соответствовать наивыгоднейшей скорости полета (полету на наивыгоднейшем угле атаки), а для самолетов с поршневыми двигателями наименьшая потребная мощность соответствует экономическому углу атаки и соответственно – экономической скорости полета. Из анализа кривых Жуковского можно сделать вывод, что с поднятием на высоту потребная тяга на наивыгоднейшей скорости (для данной высоты) и часовой расход будут зависеть в основном от удельного расхода топлива (Ср), который, как было отмечено ранее, с поднятием на высоту уменьшается. Следовательно, часовой расход топлива самолетов с ТРД с поднятием на высоту при полете на наивыгоднейшей скорости изменяется пропорционально изменению удельного расхода топлива, т. е. уменьшается. 3.6.2. Режимы наибольшей дальности и продолжительности полета. 1. Методика определения. 2. Методика расчета. 1. Определение максимальной дальности на заданной высоте. При решении данной задачи ограничимся приближенным методом, дающим достаточную точность. Будем считать вес летательного аппарата постоянным и равным среднему значению: 𝐺𝐺ткр 𝐺𝐺ср = 𝐺𝐺нач − ; 2 где Gнач – вес летательного аппарата в начале крейсерского участка; Gткр – запас топлива для крейсерского полета. Также необходимо знать удельный расход топлива Суд. Также принимает что удельный расход на протяжении всего крейсерского участка остается постоянным. Далее определяем дальность и продолжительность полета: 𝐿𝐿 = 𝐺𝐺ткр ∗𝑉𝑉ткр Суд ∗Рп иТ= 𝐺𝐺ткр Суд ∗Рп . Как отмечалось выше, минимальный километровый расход получается на высоте, близкой к практическому потолку. В этих условиях качество близко к максимальному. Но по мере выработки топлива вес самолета уменьшается. Если при этом сохранять постоянным Су (для сохранения 142 максимального качества) и скорость полета, то подъемная сила начинает превосходить вес. В связи с этим высота полета должна увеличиваться до тех пор, пока за счет уменьшения плотности не восстановиться равенство Y=G. В полете процесс выработки топлива происходит непрерывно, а следовательно, и полет на крейсерском участке должен идти с постоянным набором высоты. Так как при этом полет происходит вблизи потолка, высота которого по мере выработки тоже увеличивается, то такой режим полета получил название полет по потолкам. В гражданской авиации полеты осуществляются по фиксированным эшелонам. Поэтому режим полета по потолкам не применяется. 2. Как показали исследования самолет будет иметь максимальную дальность и продолжительность полета (минимальные километровый Ск и часовой Сh расходы) на высотах, близких к практическому потолку. Методика расчета дальности и продолжительности полета определяется условиями и постановкой задачи. В общем случае задача может быть сведена к определению Ск и Сh во всем практическом диапазоне скоростей и высот полета. Дальность и продолжительность полета определяются для полета в целом. Полет рассматривается как последовательность типовых этапов – взлет, набор высоты, крейсерский полет, снижение, заход на посадку и посадка. Из перечисленных этапов 85…95% составляет крейсерский полет. Для расчета дальности и продолжительности полета необходимо задать маршрут и определить профиль полета. Профили полета бывают: а) полет на заданной высоте; б) полет по потолкам. Важными характеристиками самолета являются максимальные дальность и продолжительность полета. Определим режимы максимальной дальности и продолжительности, анализируя формулы для определения L и T. Наибольшую продолжительность реактивный самолет будет иметь при наивыгоднейшей скоростиVнв, так как при угле атаки αнв, при полете на котором обеспечивается эта скорость, аэродинамическое качество самолета максимально. Максимальная продолжительность самолета с ТВД будет обеспечиваться при минимальной мощности, т. е. на экономической скорости полета. Максимальная дальность имеет место на режиме полета, при котором величина 𝑉𝑉∗𝐾𝐾 𝐶𝐶𝐶𝐶 имеет максимальное значение. Расчеты показывают, что 143 максимальное значение этой величины обеспечивается на крейсерской скорости, которая несколько выше наивыгоднейшей. Наивыгоднейшая высота при полете на дальность лежит несколько ниже практического потолка самолета. Так как практический потолок по мере выгорания топлива все время возрастает, то для выдерживания оптимального режима при полете на максимальную дальность нужно постепенно увеличивать высоту. Такой режим называют «полетом по потолкам». 144 ПРАКТИЧЕСКИЙ РАЗДЕЛ МЕТОДИЧЕСКОЕ ОБЕСПЕЧЕНИЕ ПРАКТИЧЕСКИХ ЗАНЯТИЙ ПЕРЕЧЕНЬ ПРАКТИЧЕСКИХ ЗАНЯТИЙ 1. Расчет основных параметров газовых потоков. 2. Выполнение расчета для построения поляры крыла. 3. Построение поляры крыла. 4. Исследование силовых элементов планера самолета. 5. Исследование основных систем самолета. 6. Исследование элементов конструкции турбореактивного двигателя. 7. Исследование устойчивости и управляемости самолета на тренажере. 8. Отклонение рычагов управления, использование триммера для устойчивого горизонтального полета на тренажере самолета. 9. Выполнение горизонтального полета на тренажере. 10. Выполнение горизонтального полета на различных углах атаки и скоростях, используя триммер. 11. Выполнение взлета на тренажере. 12. Выполнение набора высоты на тренажере. 13.Выполнение снижения и захода на посадку самолета на тренажере. 14.Выполнение посадки на тренажере. 15.Выполнение разворотов с различными углами крена на тренажере. 16. Выполнение полета по кругу. 17.Выполнение контрольного полета по кругу. 18.Выполнение контрольного полета по маршруту. 19.Расчет дальности и продолжительности полета ВС. ПЕРЕЧЕНЬ ЛАБОРАТОРНЫХ ЗАНЯТИЙ 1. Расчет основных параметров газовых потоков. 2. Исследование коэффициента давления профиля крыла. 3. Инструментальное исследование обтекания тел газовым потоком. 4. Ознакомление с планерами самолетов учебного аэродрома. 5. Исследование характера реагирования рулей управления на интенсивность их отклонения. 6. Выполнение предполетной проверки рулей управления. Исследование последствий изменения угла атаки на параметры горизонтального полета. 7. Исследование последствий изменения угла атаки на параметры горизонтального полета. 145 8. Исследование последствий изменения угла атаки на параметры полета при взлете. 9. Исследование последствий изменения угла атаки на параметры полета при заходе на посадку. 146 МЕТОДИЧЕСКАЯ РАЗРАБОТКА НА ПРОВЕДЕНИЕ ЛАБОРАТОРНОГО ЗАНЯТИЯ по дисциплине «Основы аэродинамики и динамики полета» с курсантами 2-го курса факультета гражданской авиации (специальность 1-44 01 05 организация движения и обеспечение полетов на воздушном транспорте) Лабораторное занятие 1.2.3. Расчет основных параметров газовых потоков. Время занятия : 2 (два) часа. Цель занятия: − закрепить теоретические знания курсантов о параметрах газовых потоков; − изучить характер обтекания крыла газовым потоком; − закрепить знания о параметрах газовых потоков. Место проведения: аудитория № 3103 Метод проведения: закрепление знаний с анализом результатов. Рекомендуемая литература: 1. Основы аэродинамики и динамики полета – Институт транспорта и связи – 2010 г, 105 стр. 2. Ефимов В.В. – ОСНОВЫ АВИАЦИИ. Часть 1. Основы аэродинамики и динамики полета летательных аппаратов. – 2003 г, 63 стр. Ход занятия: 1. Организационная часть 10 мин. 1.1. Проверить наличие курсантов на занятии; 1.2. Объявить тему и цели работы; 2. Основная часть 70 мин № Учебные вопросы Время, Методические рекомендации п/ занятия мин п 1. Характер обтекания 35 Изучить характер обтекания крыла газовым потоком крыла газовым потоком. Отработать на практике. 2. Параметры газовых 35 Закрепить теоретические потоков знания о параметрах газовых потоков. 147 3. Заключительная часть занятия – 10 минут: 3.1. Ответить на возникшие у курсантов в ходе практического занятия вопросы. 3.2. Обсудить основные недостатки работ курсантов. 3.3. Выставить оценки. 3.4. Выдать вопросы для самостоятельной подготовки. Составил Заведующий кафедрой ОД и ОБ на ВТ 148 А.В. Дубовский МЕТОДИЧЕСКАЯ РАЗРАБОТКА НА ПРОВЕДЕНИЕ ПРАКТИЧЕСКОГО ЗАНЯТИЯ по дисциплине «Основы аэродинамики и динамики полета» с курсантами 2-го курса факультета гражданской авиации (специальность 1-44 01 05 организация движения и обеспечение полетов на воздушном транспорте) Практическое занятие 1.3.3. Расчет основных параметров газовых потоков Время занятия : 2 (два) часа. Цель занятия: − закрепить теоретические знания курсантов о характере обтекания; − закрепить знания о методах исследования характера обтекания; − изучить характер обтекания крыла при изменении угла атаки. Место проведения: аудитория № 3103 Метод проведения: закрепление знаний с анализом результатов. Рекомендуемая литература: 1. Основы аэродинамики и динамики полета – Институт транспорта и связи – 2010 г, 105 стр. 2. Ефимов В.В. – ОСНОВЫ АВИАЦИИ. Часть 1. Основы аэродинамики и динамики полета летательных аппаратов. – 2003 г, 63 стр. Ход занятия: 1. Организационная часть 10 мин. 1.1. Проверить наличие курсантов на занятии; 1.2. Объявить тему и цели работы; 2. Основная часть 70 мин № Учебные вопросы Время, Методические рекомендации п/ Занятия мин п 1. Методы исследования 35 Изучить методы характера обтекания исследования характера обтекания. Отработать на практике. 2. Характер обтекания 35 Изучить характер обтекания крыла при изменении угла крыла при изменении угла атаки атаки 149 3. Заключительная часть занятия – 10 минут: 3.1. Ответить на возникшие у курсантов в ходе практического занятия вопросы. 3.2. Обсудить основные недостатки работ курсантов. 3.3. Выставить оценки. 3.4. Выдать вопросы для самостоятельной подготовки. Составил Заведующий кафедрой ОД и ОБ на ВТ 150 А.В. Дубовский МЕТОДИЧЕСКАЯ РАЗРАБОТКА НА ПРОВЕДЕНИЕ ЛАБОРАТОРНОГО ЗАНЯТИЯ по дисциплине «Основы аэродинамики и динамики полета» с курсантами 2-го курса факультета гражданской авиации (специальность 1-44 01 05 организация движения и обеспечение полетов на воздушном транспорте) Лабораторное занятие 1.3.4. Исследование коэффициента давления профиля крыла. Время занятия : 2 (два) часа. Цель занятия: − закрепить теоретические знания курсантов о силах, действующих на крыло в полете; − изучить геометрические параметры профиля крыла; − закрепить знания о коэффициенте давления профиля крыла. Место проведения: аудитория № 3103 Метод проведения: закрепление знаний с анализом результатов. Рекомендуемая литература: 1. Основы аэродинамики и динамики полета – Институт транспорта и связи – 2010 г, 105 стр. 2. Ефимов В.В. – ОСНОВЫ АВИАЦИИ. Часть 1. Основы аэродинамики и динамики полета летательных аппаратов. – 2003 г, 63 стр. Ход занятия: 1. Организационная часть 10 мин. 1.1. Проверить наличие курсантов на занятии; 1.2. Объявить тему и цели работы; 2. Основная часть 70 мин № Учебные вопросы п/ Занятия п 1. Силы, действующие на крыло в полете 2. Геометрические параметры профиля Время, мин Методические рекомендации 35 Изучить силы, действующие на крыло в полете. Отработать на практике. Изучить геометрические параметры профиля крыла. 35 151 крыла Исследовать коэффициент давления профиля крыла. 3. Заключительная часть занятия – 10 минут: 3.1. Ответить на возникшие у курсантов в ходе практического занятия вопросы. 3.2. Обсудить основные недостатки работ курсантов. 3.3. Выставить оценки. 3.4. Выдать вопросы для самостоятельной подготовки. Составил Заведующий кафедрой ОД и ОБ на ВТ 152 А.В. Дубовский МЕТОДИЧЕСКАЯ РАЗРАБОТКА НА ПРОВЕДЕНИЕ ПРАКТИЧЕСКОГО ЗАНЯТИЯ по дисциплине «Основы аэродинамики и динамики полета» с курсантами 2-го курса факультета гражданской авиации (специальность 1-44 01 05 организация движения и обеспечение полетов на воздушном транспорте) Практическое занятие 1.4.2. Выполнение расчета для построения поляры крыла Время занятия : 2 (два) часа. Цель занятия: − закрепить теоретические знания о построении поляры крыла; − подготовить исходные данные для расчета; − рассчитать таблицу для построения поляры крыла. Место проведения: аудитория № 3103 Метод проведения: закрепление знаний с анализом результатов. Рекомендуемая литература: 1. Основы аэродинамики и динамики полета – Институт транспорта и связи – 2010 г, 105 стр. 2. Ефимов В.В. – ОСНОВЫ АВИАЦИИ. Часть 1. Основы аэродинамики и динамики полета летательных аппаратов. – 2003 г, 63 стр. Ход занятия: 1. Организационная часть 10 мин. 1.1. Проверить наличие курсантов на занятии; 1.2. Объявить тему и цели работы; 2. Основная часть 70 мин № Учебные вопросы Время, Методические рекомендации п/ занятия мин п 1. Исходные данные для 35 Подготовить исходные расчета. данные для расчета таблицы. 2. Расчет таблицы для 35 Рассчитать таблицу для построения поляры. построения поляры крыла. 3. Заключительная часть занятия – 10 минут: 3.1. Ответить на возникшие у курсантов в ходе практического занятия вопросы. 153 3.2. 3.3. 3.4. Обсудить основные недостатки работ курсантов. Выставить оценки. Выдать вопросы для самостоятельной подготовки. Составил Заведующий кафедрой ОД и ОБ на ВТ 154 А.В. Дубовский МЕТОДИЧЕСКАЯ РАЗРАБОТКА НА ПРОВЕДЕНИЕ ПРАКТИЧЕСКОГО ЗАНЯТИЯ по дисциплине «Основы аэродинамики и динамики полета» с курсантами 2-го курса факультета гражданской авиации (специальность 1-44 01 05 организация движения и обеспечение полетов на воздушном транспорте) Практическое занятие 1.4.3. Построение поляры крыла Время занятия : 2 (два) часа. Цель занятия: − повторить теоретический материал о поляре крыла; − нанести на график значение коэффициентов; − построить график поляры; − определить характерные углы атаки. Место проведения: аудитория № 3103 Метод проведения: закрепление знаний с анализом результатов. Рекомендуемая литература: 1. Основы аэродинамики и динамики полета – Институт транспорта и связи – 2010 г, 105 стр. 2. Ефимов В.В. – ОСНОВЫ АВИАЦИИ. Часть 1. Основы аэродинамики и динамики полета летательных аппаратов. – 2003 г, 63 стр. Ход занятия: 1. Организационная часть 10 мин. 1.1. Проверить наличие курсантов на занятии; 1.2. Объявить тему и цели работы; 2. Основная часть 70 мин № Учебные вопросы Время, Методические рекомендации п/ Занятия мин п 1. Нанесение на график 25 Нанести на график значение значений коэффициентов. коэффициентов для дальнейшего построения. 2. Построение графика. 25 Построить график по рассчитанным значениям коэффициентов. 3. Определение характерных 20 Определить характерные углов атаки углы атаки и сделать выводы. 155 3. Заключительная часть занятия – 10 минут: 3.1. Ответить на возникшие у курсантов в ходе практического занятия вопросы. 3.2. Обсудить основные недостатки работ курсантов. 3.3. Выставить оценки. 3.4. Выдать вопросы для самостоятельной подготовки. Составил Заведующий кафедрой ОД и ОБ на ВТ 156 А.В. Дубовский МЕТОДИЧЕСКАЯ РАЗРАБОТКА НА ПРОВЕДЕНИЕ ЛАБОРАТОРНОГО ЗАНЯТИЯ по дисциплине «Основы аэродинамики и динамики полета» с курсантами 2-го курса факультета гражданской авиации (специальность 1-44 01 05 организация движения и обеспечение полетов на воздушном транспорте) Лабораторное занятие 1.4.4. Инструментальное исследование обтекания тел газовым потоком Время занятия : 2 (два) часа. Цель занятия: − закрепить теоретические знания об обтекании тел газовым потоком; − изучить методы исследования; − сделать выводы по результатам исследования. Место проведения: аудитория № 3103 Метод проведения: закрепление знаний с анализом результатов. Рекомендуемая литература: 1. Основы аэродинамики и динамики полета – Институт транспорта и связи – 2010 г, 105 стр. 2. Ефимов В.В. – ОСНОВЫ АВИАЦИИ. Часть 1. Основы аэродинамики и динамики полета летательных аппаратов. – 2003 г, 63 стр. Ход занятия: 1. Организационная часть 10 мин. 1.1. Проверить наличие курсантов на занятии; 1.2. Объявить тему и цели работы; 2. Основная часть 70 мин № Учебные вопросы Время, Методические рекомендации п/ Занятия мин п 1. Методы исследования. 35 Изучить инструментальные методы исследования обтекания тел газовым потоком 2. Выводы по результатам 35 Сделать выводы по исследования. результатам исследования. 3. Заключительная часть занятия – 10 минут: 157 3.1. 3.2. 3.3. 3.4. Ответить на возникшие у курсантов в ходе практического занятия вопросы. Обсудить основные недостатки работ курсантов. Выставить оценки. Выдать вопросы для самостоятельной подготовки. Составил Заведующий кафедрой ОД и ОБ на ВТ 158 А.В. Дубовский МЕТОДИЧЕСКАЯ РАЗРАБОТКА НА ПРОВЕДЕНИЕ ЛАБОРАТОРНОГО ЗАНЯТИЯ по дисциплине «Основы аэродинамики и динамики полета» с курсантами 2-го курса факультета гражданской авиации (специальность 1-44 01 05 организация движения и обеспечение полетов на воздушном транспорте) Лабораторное занятие 2.1.3. Ознакомление с планерами самолетов учебного аэродрома Время занятия : 2 (два) часа. Цель занятия: − изучить теоретический материал о планерах самолета; − ознакомиться с планерами самолетов ТУ-154, ТУ-134; − ознакомиться с планерами АН-2, ЯК-40, МИ-8. Место проведения: аудитория № 3103, учебный аэродром. Метод проведения: закрепление знаний с анализом результатов. Рекомендуемая литература: 1. Основы аэродинамики и динамики полета – Институт транспорта и связи – 2010 г, 105 стр. 2. Ефимов В.В. – ОСНОВЫ АВИАЦИИ. Часть 1. Основы аэродинамики и динамики полета летательных аппаратов. – 2003 г, 63 стр. Ход занятия: 1. Организационная часть 10 мин. 1.1. Проверить наличие курсантов на занятии; 1.2. Объявить тему и цели работы; 2. Основная часть 70 мин № Учебные вопросы Время, Методические рекомендации п/ Занятия мин п 1. Ознакомление с 35 Изучить теоретический планерами самолетов ТУматериал о планерах 154, ТУ-134. самолетов. Ознакомиться с планерами самолетов ТУ154, Ту-134. 2. Ознакомление с 35 Ознакомиться с планерами планерами АН-2, ЯК-40, АН-2, ЯК-40, МИ-8. МИ-8. 159 3. Заключительная часть занятия – 10 минут: 3.1. Ответить на возникшие у курсантов в ходе практического занятия вопросы. 3.2. Обсудить основные недостатки работ курсантов. 3.3. Выставить оценки. 3.4. Выдать вопросы для самостоятельной подготовки. Составил Заведующий кафедрой ОД и ОБ на ВТ 160 А.В. Дубовский МЕТОДИЧЕСКАЯ РАЗРАБОТКА НА ПРОВЕДЕНИЕ ПРАКТИЧЕСКОГО ЗАНЯТИЯ по дисциплине «Основы аэродинамики и динамики полета» с курсантами 2-го курса факультета гражданской авиации (специальность 1-44 01 05 организация движения и обеспечение полетов на воздушном транспорте) Практическое занятие 2.1.4. Исследование силовых элементов планера самолета Время занятия : 2 (два) часа. Цель занятия: − Исследовать силовые элементы планера на прочность; Место проведения: аудитория № 3103, учебный аэродром. Метод проведения: закрепление знаний с анализом результатов. Рекомендуемая литература: 1. Основы аэродинамики и динамики полета – Институт транспорта и связи – 2010 г, 105 стр. 2. Ефимов В.В. – ОСНОВЫ АВИАЦИИ. Часть 1. Основы аэродинамики и динамики полета летательных аппаратов. – 2003 г, 63 стр. Ход занятия: 1. Организационная часть 10 мин. 1.1. Проверить наличие курсантов на занятии; 1.2. Объявить тему и цели работы; 2. Основная часть 70 мин № Учебные вопросы Время, Методические рекомендации п/ Занятия мин п 1. Исследование силовых 35 Повторить теоретический элементов на учебном материал о силовых аэродроме. элементах планера самолета. Исследовать силовые элементы на учебном аэродроме. 2. Исследование силовых 35 Исследовать силовые элементов на прочность элементы планера самолета на прочность. Сделать выводы. 161 3. Заключительная часть занятия – 10 минут: 3.1. Ответить на возникшие у курсантов в ходе практического занятия вопросы. 3.2. Обсудить основные недостатки работ курсантов. 3.3. Выставить оценки. 3.4. Выдать вопросы для самостоятельной подготовки. Составил Заведующий кафедрой ОД и ОБ на ВТ 162 А.В. Дубовский МЕТОДИЧЕСКАЯ РАЗРАБОТКА НА ПРОВЕДЕНИЕ ЛАБОРАТОРНОГО ЗАНЯТИЯ по дисциплине «Основы аэродинамики и динамики полета» с курсантами 2-го курса факультета гражданской авиации (специальность 1-44 01 05 организация движения и обеспечение полетов на воздушном транспорте) Лабораторное занятие 2.2.4. Исследование характера реагирования рулей управления на интенсивность их отклонения Время занятия : 2 (два) часа. Цель занятия: − изучить характер реагирования рулей управления на интенсивность их отклонения; − исследовать работу элеронов и рулей. Место проведения: аудитория № 3103, учебный аэродром. Метод проведения: закрепление знаний с анализом результатов. Рекомендуемая литература: 1. Основы аэродинамики и динамики полета – Институт транспорта и связи – 2010 г, 105 стр. 2. Ефимов В.В. – ОСНОВЫ АВИАЦИИ. Часть 1. Основы аэродинамики и динамики полета летательных аппаратов. – 2003 г, 63 стр. Ход занятия: 1. Организационная часть 10 мин. 1.1. Проверить наличие курсантов на занятии; 1.2. Объявить тему и цели работы; 2. Основная часть 70 мин № Учебные вопросы Время, Методические рекомендации п/ Занятия мин п 1. Исследование работы 35 Повторить теоретический элеронов. материал о рулях и элеронах. Исследовать работу элеронов. 2. Исследование работы 35 Исследовать работу рулей. рулей. Сделать выводы. 3. Заключительная часть занятия – 10 минут: 163 3.1. 3.2. 3.3. 3.4. Ответить на возникшие у курсантов в ходе практического занятия вопросы. Обсудить основные недостатки работ курсантов. Выставить оценки. Выдать вопросы для самостоятельной подготовки. Составил Заведующий кафедрой ОД и ОБ на ВТ 164 А.В. Дубовский МЕТОДИЧЕСКАЯ РАЗРАБОТКА НА ПРОВЕДЕНИЕ ПРАКТИЧЕСКОГО ЗАНЯТИЯ по дисциплине «Основы аэродинамики и динамики полета» с курсантами 2-го курса факультета гражданской авиации (специальность 1-44 01 05 организация движения и обеспечение полетов на воздушном транспорте) Практическое занятие 2.2.5. Исследование основных систем самолета Время занятия : 2 (два) часа. Цель занятия: − изучить теоретический материал об основных системах самолета; − исследовать принципы работы систем самолета. Место проведения: аудитория № 3103, учебный аэродром. Метод проведения: закрепление знаний с анализом результатов. Рекомендуемая литература: 1. Основы аэродинамики и динамики полета – Институт транспорта и связи – 2010 г, 105 стр. 2. Ефимов В.В. – ОСНОВЫ АВИАЦИИ. Часть 1. Основы аэродинамики и динамики полета летательных аппаратов. – 2003 г, 63 стр. Ход занятия: 1. Организационная часть 10 мин. 1.1. Проверить наличие курсантов на занятии; 1.2. Объявить тему и цели работы; 2. Основная часть 70 мин № Учебные вопросы Время, Методические рекомендации п/ Занятия мин п 1. Принципы работы систем 35 Исследовать основные самолета. принципы работы систем самолета. 2. Расположение основных 35 Изучить расположение агрегатов. основных агрегатов самолета. 3. Заключительная часть занятия – 10 минут: 3.1. Ответить на возникшие у курсантов в ходе практического занятия вопросы. 165 3.2. 3.3. 3.4. Обсудить основные недостатки работ курсантов. Выставить оценки. Выдать вопросы для самостоятельной подготовки. Составил Заведующий кафедрой ОД и ОБ на ВТ 166 А.В. Дубовский МЕТОДИЧЕСКАЯ РАЗРАБОТКА НА ПРОВЕДЕНИЕ ПРАКТИЧЕСКОГО ЗАНЯТИЯ по дисциплине «Основы аэродинамики и динамики полета» с курсантами 2-го курса факультета гражданской авиации (специальность 1-44 01 05 организация движения и обеспечение полетов на воздушном транспорте) Практическое занятие 2.3.3. Исследование элементов конструкции турбореактивного двигателя Время занятия : 2 (два) часа. Цель занятия: − изучить конструкцию турбореактивного двигателя. Место проведения: аудитория № 3103, учебный аэродром. Метод проведения: закрепление знаний с анализом результатов. Рекомендуемая литература: 1. Основы аэродинамики и динамики полета – Институт транспорта и связи – 2010 г, 105 стр. 2. Ефимов В.В. – ОСНОВЫ АВИАЦИИ. Часть 1. Основы аэродинамики и динамики полета летательных аппаратов. – 2003 г, 63 стр. Ход занятия: 1. Организационная часть 10 мин. 1.1. Проверить наличие курсантов на занятии; 1.2. Объявить тему и цели работы; 2. Основная часть 70 мин № Учебные вопросы Время, Методические рекомендации п/ Занятия мин п 1. Конструкция 35 Исследовать конструкцию компрессора, камер компрессора, камер сгорания. сгорания. 2. Конструкция турбины, 35 Изучить конструкцию сопла, реверса тяги. турбины, сопла, реверса тяги. 3. Заключительная часть занятия – 10 минут: 3.1. Ответить на возникшие у курсантов в ходе практического занятия вопросы. 3.2. Обсудить основные недостатки работ курсантов. 3.3. Выставить оценки. 167 3.4. Выдать вопросы для самостоятельной подготовки. Составил Заведующий кафедрой ОД и ОБ на ВТ 168 А.В. Дубовский МЕТОДИЧЕСКАЯ РАЗРАБОТКА НА ПРОВЕДЕНИЕ ПРАКТИЧЕСКОГО ЗАНЯТИЯ по дисциплине «Основы аэродинамики и динамики полета» с курсантами 2-го курса факультета гражданской авиации (специальность 1-44 01 05 организация движения и обеспечение полетов на воздушном транспорте) Практическое занятие 3.1.4. Исследование устойчивости и управляемости самолета на тренажере. Время занятия: 2 (два) часа. Цель занятия: − Закрепить теоретические знания о понятиях устойчивости и управляемости самолета; − Применить теоретические знания на тренажерном модуле. Место проведения: аудитория №3103 Метод проведения: закрепление знаний с анализом результатов Рекомендуемая литература для подготовки: 1. Основы авиации. Часть I. Основы аэродинамики и динамики полета летательных аппаратов: Учебное пособие. – М.: МГТУ ГА, 2003. – 64 с 2. Основы аэродинамики и динамики полета. – Институт транспорта и связи, Рига, 2010. – 105 с. Ход занятия: 1. Организационная часть 10 мин. 1.1.Проверить наличие курсантов на занятии. 1.2.Объявить тему и цели работы. 2. Основная часть 70 мин №п/п Учебные вопросы занятия 1. Ознакомление с программой FS2004 2. Исследование реакции самолет на отклонение рулей Время, Методические мин рекомендации 35 Изучить устройство и интерфейс программы FS2004. 35 Выполнить полет с отклонением рулей для выявления реакции самолета 169 Заключительная часть занятия – 10 минут: 3.1. Ответить на возникшие у курсантов в ходе практического занятия вопросы. 3.2. Обсудить основные недостатки работ курсантов. 3.3. Выставить оценки. 3.4. Выдать вопросы для самостоятельной подготовки. Составил Заведующий кафедрой ОД и ОБ на ВТ 170 А.В. Дубовский МЕТОДИЧЕСКАЯ РАЗРАБОТКА НА ПРОВЕДЕНИЕ ПРАКТИЧЕСКОГО ЗАНЯТИЯ по дисциплине «Основы аэродинамики и динамики полета» с курсантами 2-го курса факультета гражданской авиации (специальность 1-44 01 05 организация движения и обеспечение полетов на воздушном транспорте) Практическое занятие 3.1.5. Отклонение рычагов управления, использование триммера для устойчивого горизонтального полета на тренажере самолета. Время занятия: 2 (два) часа. Цель занятия: − изучить действие отклонения рычагов управления на самолет; − закрепить знания об использовании триммера для устойчивого горизонтального полета. Место проведения: аудитория №3103 Метод проведения: закрепление знаний с анализом результатов Рекомендуемая литература для подготовки: 1. Основы авиации. Часть I. Основы аэродинамики и динамики полета летательных аппаратов: Учебное пособие. – М.: МГТУ ГА, 2003. – 64 с 2. Основы аэродинамики и динамики полета. – Институт транспорта и связи, Рига, 2010. – 105 с. Ход занятия: 3. Организационная часть 10 мин. 3.1.Проверить наличие курсантов на занятии. 3.2.Объявить тему и цели работы. 4. Основная часть 70 мин №п/п Учебные вопросы Время, Методические занятия мин рекомендации 1. Имитация органов 35 Определить нахождение управления на органов управления на джойстике джойстике 2. Расположение триммера 35 Изучить функции триммера 171 на панели управления и работа с ним и применить их на практике Заключительная часть занятия – 10 минут: 1. Ответить на возникшие у курсантов в ходе практического занятия вопросы. 2. Обсудить основные недостатки работ курсантов. 3. Выставить оценки. 4. Выдать вопросы для самостоятельной подготовки. Составил Заведующий кафедрой ОД и ОБ на ВТ 172 А.В. Дубовский МЕТОДИЧЕСКАЯ РАЗРАБОТКА НА ПРОВЕДЕНИЕ ЛАБОРАТОРНОГО ЗАНЯТИЯ по дисциплине «Основы аэродинамики и динамики полета» с курсантами 2-го курса факультета гражданской авиации (специальность 1-44 01 05 организация движения и обеспечение полетов на воздушном транспорте) Лабораторное занятие 3.1.6. Выполнение предполетной проверки рулей управления. Исследование последствий изменения угла атаки на параметры горизонтального полета. Время занятия: 2 (два) часа. Цель занятия: − исследовать изменения угла атаки на параметры горизонтального полета; − изучить технологию выполнения предполетной проверки рулей управления. Место проведения: аудитория №3103 Метод проведения: закрепление знаний с анализом результатов Рекомендуемая литература для подготовки: 1. Основы авиации. Часть I. Основы аэродинамики и динамики полета летательных аппаратов: Учебное пособие. – М.: МГТУ ГА, 2003. – 64 с. 2. Основы авиации. Часть 2. Конструкция и основные функциональные системы летательных аппаратов: Учебное пособие. – М.: МГТУГА, 2005. − 52 с. Ход занятия: 1. Организационная часть 10 мин. 1.1. Проверить наличие курсантов на занятии. 1.2. Объявить тему и цели работы. 2. Основная часть 70 мин №п/п Учебные вопросы занятия 1. Реакция самолета при взятии ручки «на себя» Время, Методические мин рекомендации 35 Отработать отклонение рулей в различные 173 2. Реакция самолета при взятии ручки «от себя» 35 положения и исследовать реакцию самолета на него Отработать отклонение рулей в различные положения и исследовать реакцию самолета на него Заключительная часть занятия – 10 минут: 3.1. Ответить на возникшие у курсантов в ходе практического занятия вопросы. 3.2. Обсудить основные недостатки работ курсантов. 3.3. Выставить оценки. 3.4. Выдать вопросы для самостоятельной подготовки. Составил Заведующий кафедрой ОД и ОБ на ВТ 174 А.В. Дубовский МЕТОДИЧЕСКАЯ РАЗРАБОТКА НА ПРОВЕДЕНИЕ ПРАКТИЧЕСКОГО ЗАНЯТИЯ по дисциплине «Основы аэродинамики и динамики полета» с курсантами 2-го курса факультета гражданской авиации (специальность 1-44 01 05 организация движения и обеспечение полетов на воздушном транспорте) Практическое занятие 3.2.4. Выполнение горизонтального полета на тренажере. Время занятия: 2 (два) часа. Цель занятия: − закрепить теоретические знания о горизонтальном полете; − изучить влияние различных факторов на горизонтальный полет. Место проведения: аудитория №3103 Метод проведения: закрепление знаний с анализом результатов Рекомендуемая литература для подготовки: 1. Основы авиации. Часть I. Основы аэродинамики и динамики полета летательных аппаратов: Учебное пособие. – М.: МГТУ ГА, 2003. – 64 с. 2. Основы авиации. Часть 2. Конструкция и основные функциональные системы летательных аппаратов: Учебное пособие. – М.: МГТУГА, 2005. − 52 с. Ход занятия: 1. Организационная часть 10 мин. 1.1. Проверить наличие курсантов на занятии. 1.2. Объявить тему и цели работы. 2. Основная часть 70 мин №п/п Учебные вопросы занятия 1. Влияние на горизонтальный полет изменения тяги 2. Влияние на Время, Методические мин рекомендации 35 Выполнить горизонтальный полет на тренажере с периодическим изменением тяги 35 Отработать изменение угла 175 горизонтальный полет изменения угла атаки атаки самолета и выяснить его влияние на полет Заключительная часть занятия – 10 минут: 3.1. Ответить на возникшие у курсантов в ходе практического занятия вопросы. 3.2. Обсудить основные недостатки работ курсантов. 3.3. Выставить оценки. 3.4. Выдать вопросы для самостоятельной подготовки. Составил Заведующий кафедрой ОД и ОБ на ВТ 176 А.В. Дубовский МЕТОДИЧЕСКАЯ РАЗРАБОТКА НА ПРОВЕДЕНИЕ ПРАКТИЧЕСКОГО ЗАНЯТИЯ по дисциплине «Основы аэродинамики и динамики полета» с курсантами 2-го курса факультета гражданской авиации (специальность 1-44 01 05 организация движения и обеспечение полетов на воздушном транспорте) Практическое занятие 3.2.5. Выполнение горизонтального полета на различных углах атаки и скоростях, используя триммер. Время занятия: 2 (два) часа. Цель занятия: − отработать выполнение горизонтального полета на тренажере; − изучить основные функции триммера. Место проведения: аудитория №3103 Метод проведения: закрепление знаний с анализом результатов Рекомендуемая литература для подготовки: 1. Основы авиации. Часть I. Основы аэродинамики и динамики полета летательных аппаратов: Учебное пособие. – М.: МГТУ ГА, 2003. – 64 с. 2. Основы авиации. Часть 2. Конструкция и основные функциональные системы летательных аппаратов: Учебное пособие. – М.: МГТУГА, 2005. − 52 с. Ход занятия: 1. Организационная часть 10 мин. 1.1Проверить наличие курсантов на занятии. 1.2Объявить тему и цели работы. 2. Основная часть 70 мин №п/п Учебные вопросы занятия 1. Конструкция триммера 2. Выработка навыков в работе с триммером Время, Методические мин рекомендации 35 Изучить структурную схему триммера и его назначение 35 Изучить порядок работы с триммером 177 Заключительная часть занятия – 10 минут: 3.1. Ответить на возникшие у курсантов в ходе практического занятия вопросы. 3.2. Обсудить основные недостатки работ курсантов. 3.3. Выставить оценки. 3.4. Выдать вопросы для самостоятельной подготовки. Составил Заведующий кафедрой ОД и ОБ на ВТ 178 А.В. Дубовский МЕТОДИЧЕСКАЯ РАЗРАБОТКА НА ПРОВЕДЕНИЕ ЛАБОРАТОРНОГО ЗАНЯТИЯ по дисциплине «Основы аэродинамики и динамики полета» с курсантами 2-го курса факультета гражданской авиации (специальность 1-44 01 05 организация движения и обеспечение полетов на воздушном транспорте) Лабораторное занятие 3.2.6. Исследование последствий изменения угла атаки на параметры горизонтального полета. Время занятия: 2 (два) часа. Цель занятия: − исследовать изменения угла атаки на параметры горизонтального полета; − отработать навыки отклонения рулей управления. Место проведения: аудитория №3103 Метод проведения: закрепление знаний с анализом результатов Рекомендуемая литература для подготовки: 1. Основы авиации. Часть I. Основы аэродинамики и динамики полета летательных аппаратов: Учебное пособие. – М.: МГТУ ГА, 2003. – 64 с. 2. Основы аэродинамики и динамики полета. – Институт транспорта и связи, Рига, 2010. – 105 с. Ход занятия: 1. Организационная часть 10 мин. 1.1. Проверить наличие курсантов на занятии. 1.2. Объявить тему и цели работы. 2. Основная часть 70 мин №п/п Учебные вопросы занятия 1. Реакция самолета при взятии ручки «на себя» 2. Реакция самолета при Время, Методические мин рекомендации 35 Отработать отклонение рулей в различные положения и исследовать реакцию самолета на него 35 Отработать отклонение 179 взятии ручки «от себя» рулей в различные положения и исследовать реакцию самолета на него Заключительная часть занятия – 10 минут: 3.1. Ответить на возникшие у курсантов в ходе практического занятия вопросы. 3.2. Обсудить основные недостатки работ курсантов. 3.3. Выставить оценки. 3.4. Выдать вопросы для самостоятельной подготовки. Составил Заведующий кафедрой ОД и ОБ на ВТ 180 А.В. Дубовский МЕТОДИЧЕСКАЯ РАЗРАБОТКА НА ПРОВЕДЕНИЕ ЛАБОРАТОРНОГО ЗАНЯТИЯ по дисциплине «Основы аэродинамики и динамики полета» с курсантами 2-го курса факультета гражданской авиации (специальность 1-44 01 05 организация движения и обеспечение полетов на воздушном транспорте) Лабораторное занятие 3.3.4. Исследование последствий изменения угла атаки на параметры полета при взлете. Время занятия: 2 (два) часа. Цель занятия: − исследовать изменения угла атаки на параметры полета при взлете; − отработать навыки отклонения рулей управления. Место проведения: аудитория №3103 Метод проведения: закрепление знаний с анализом результатов Рекомендуемая литература для подготовки: 1. Основы авиации. Часть I. Основы аэродинамики и динамики полета летательных аппаратов: Учебное пособие. – М.: МГТУ ГА, 2003. – 64 с. 2. Основы аэродинамики и динамики полета. – Институт транспорта и связи, Рига, 2010. – 105 с. Ход занятия: 1. Организационная часть 10 мин. 1.1. Проверить наличие курсантов на занятии. 1.2. Объявить тему и цели работы. 2. Основная часть 70 мин №п/п Учебные вопросы занятия 1. Изменение параметров полета при чрезмерном взятии ручки «на себя» 2. Изменение параметров Время, Методические мин рекомендации 35 Отработать выполнение отклонения ручки в различные стороны при взлете 35 Отработать выполнение 181 полета при чрезмерном взятии ручки «от себя» отклонения ручки различные стороны взлете в при Заключительная часть занятия – 10 минут: 3.1. Ответить на возникшие у курсантов в ходе практического занятия вопросы. 3.2. Обсудить основные недостатки работ курсантов. 3.3. Выставить оценки. 3.4. Выдать вопросы для самостоятельной подготовки. Составил Заведующий кафедрой ОД и ОБ на ВТ 182 А.В. Дубовский МЕТОДИЧЕСКАЯ РАЗРАБОТКА НА ПРОВЕДЕНИЕ ПРАКТИЧЕСКОГО ЗАНЯТИЯ по дисциплине «Основы аэродинамики и динамики полета» с курсантами 2-го курса факультета гражданской авиации (специальность 1-44 01 05 организация движения и обеспечение полетов на воздушном транспорте) Практическое занятие 3.3.5. Выполнение взлета на тренажере. Время занятия: 2 (два) часа. Цель занятия: − закрепить теоретические знания о фазах полета; − отработать выполнение взлета на тренажере. Место проведения: аудитория №3103 Метод проведения: закрепление знаний с анализом результатов Рекомендуемая литература для подготовки: 1. Основы авиации. Часть I. Основы аэродинамики и динамики полета летательных аппаратов: Учебное пособие. – М.: МГТУ ГА, 2003. – 64 с. 2. Основы аэродинамики и динамики полета. – Институт транспорта и связи, Рига, 2010. – 105 с. Ход занятия: 1. Организационная часть 10 мин. 1.1. Проверить наличие курсантов на занятии. 1.2. Объявить тему и цели работы. 2. Основная часть 70 мин №п/п Учебные вопросы занятия 1. Разгон, отрыв 2. Уборка механизации Время, Методические мин рекомендации 35 Вспомнить основные правила, необходимые для выполнения разгона и отрыва 35 Изучить основные компоненты механизации крыла и отработать их уборку 183 Заключительная часть занятия – 10 минут: 1. Ответить на возникшие у курсантов в ходе практического занятия вопросы. 2. Обсудить основные недостатки работ курсантов. 3. Выставить оценки. 4. Выдать вопросы для самостоятельной подготовки. Составил Заведующий кафедрой ОД и ОБ на ВТ 184 А.В. Дубовский МЕТОДИЧЕСКАЯ РАЗРАБОТКА НА ПРОВЕДЕНИЕ ПРАКТИЧЕСКОГО ЗАНЯТИЯ по дисциплине «Основы аэродинамики и динамики полета» с курсантами 2-го курса факультета гражданской авиации (специальность 1-44 01 05 организация движения и обеспечение полетов на воздушном транспорте) Практическое занятие 3.3.6. Выполнение набора высоты на тренажере. Время занятия: 2 (два) часа. Цель занятия: − Изучить условия, необходимые для набора высоты; − отработать навыки выполнения набора высота на тренажере. Место проведения: аудитория №3103 Метод проведения: закрепление знаний с анализом результатов Рекомендуемая литература для подготовки: 1. Основы авиации. Часть I. Основы аэродинамики и динамики полета летательных аппаратов: Учебное пособие. – М.: МГТУ ГА, 2003. – 64 с. 2. Основы аэродинамики и динамики полета. – Институт транспорта и связи, Рига, 2010. – 105 с. Ход занятия: 1. Организационная часть 10 мин. 1.1. Проверить наличие курсантов на занятии. 1.2. Объявить тему и цели работы. 2. Основная часть 70 мин №п/п Учебные вопросы занятия 1. Выдерживание параметров набора 2. Переход в горизонтальный полет Время, Методические мин рекомендации 35 Изучить основные параметры набора 35 Отработать навыки, необходимы для перехода из фазы набора в горизонтальный полет Заключительная часть занятия – 10 минут: 185 3.1. 3.2. 3.3. 3.4. Ответить на возникшие у курсантов в ходе практического занятия вопросы. Обсудить основные недостатки работ курсантов. Выставить оценки. Выдать вопросы для самостоятельной подготовки. Составил Заведующий кафедрой ОД и ОБ на ВТ 186 А.В. Дубовский МЕТОДИЧЕСКАЯ РАЗРАБОТКА НА ПРОВЕДЕНИЕ ПРАКТИЧЕСКОГО ЗАНЯТИЯ по дисциплине «Основы аэродинамики и динамики полета» с курсантами 2-го курса факультета гражданской авиации (специальность 1-44 01 05 организация движения и обеспечение полетов на воздушном транспорте) Практическое занятие 3.4.4. Выполнение снижения и захода на посадку самолета на тренажере. Время занятия: 2 (два) часа. Цель занятия: − изучить основные этапы посадки; − отработать выполнение захода на посадку. Место проведения: аудитория №3103 Метод проведения: закрепление знаний с анализом результатов Рекомендуемая литература для подготовки: 1. Основы авиации. Часть I. Основы аэродинамики и динамики полета летательных аппаратов: Учебное пособие. – М.: МГТУ ГА, 2003. – 64 с. 2. Основы аэродинамики и динамики полета. – Институт транспорта и связи, Рига, 2010. – 105 с. Ход занятия: 1. Организационная часть 10 мин. 1.1. Проверить наличие курсантов на занятии. 1.2. Объявить тему и цели работы. 2. Основная часть 70 мин №п/п Учебные вопросы занятия 1. Снижение 2. Выравнивание по курсу и глиссаде Время, Методические мин рекомендации 35 Изучить основные условия и параметры снижения 35 Отработать правильность захода по глиссаде и курсу Заключительная часть занятия – 10 минут: 187 3.1. 3.2. 3.3. 3.4. Ответить на возникшие у курсантов в ходе практического занятия вопросы. Обсудить основные недостатки работ курсантов. Выставить оценки. Выдать вопросы для самостоятельной подготовки. Составил Заведующий кафедрой ОД и ОБ на ВТ 188 А.В. Дубовский МЕТОДИЧЕСКАЯ РАЗРАБОТКА НА ПРОВЕДЕНИЕ ПРАКТИЧЕСКОЕ ЗАНЯТИЯ по дисциплине «Основы аэродинамики и динамики полета» с курсантами 2-го курса факультета гражданской авиации (специальность 1-44 01 05 организация движения и обеспечение полетов на воздушном транспорте) Практическое занятие 3.4.5. Выполнение посадки на тренажере. Время занятия: 2 (два) часа. Цель занятия: − рассмотреть основные этапы посадки; − изучить параметры, необходимые для выполнения успешной посадки. Место проведения: аудитория №3103 Метод проведения: закрепление знаний с анализом результатов Рекомендуемая литература для подготовки: 1. Основы авиации. Часть I. Основы аэродинамики и динамики полета летательных аппаратов: Учебное пособие. – М.: МГТУ ГА, 2003. – 64 с. 2. Основы аэродинамики и динамики полета. – Институт транспорта и связи, Рига, 2010. – 105 с. Ход занятия: 1. Организационная часть 10 мин. 1.1. Проверить наличие курсантов на занятии. 1.2. Объявить тему и цели работы. 2. Основная часть 70 мин №п/п Учебные вопросы занятия 1. Выдерживание 2. Касание ВПП, пробег, торможение Время, Методические мин рекомендации 35 Рассмотреть основные понятия, касающиеся выдерживания 35 Изучить факторы, влияющие на длину пробега, а также на эффективность торможения 189 Заключительная часть занятия – 10 минут: 3.1. Ответить на возникшие у курсантов в ходе практического занятия вопросы. 3.2. Обсудить основные недостатки работ курсантов. 3.3. Выставить оценки. 3.4. Выдать вопросы для самостоятельной подготовки. Составил Заведующий кафедрой ОД и ОБ на ВТ 190 А.В. Дубовский МЕТОДИЧЕСКАЯ РАЗРАБОТКА НА ПРОВЕДЕНИЕ ЛАБОРАТОРНОГО ЗАНЯТИЯ по дисциплине «Основы аэродинамики и динамики полета» с курсантами 2-го курса факультета гражданской авиации (специальность 1-44 01 05 организация движения и обеспечение полетов на воздушном транспорте) Лабораторное занятие 3.4.6. Исследование последствий изменения угла атаки на параметры полета при заходе на посадку. Время занятия: 2 (два) часа. Цель занятия: − отработать навыки отклонения рулей управления; − исследовать изменения угла атаки на параметры полета при заходе на посадку. Место проведения: аудитория №3103 Метод проведения: закрепление знаний с анализом результатов Рекомендуемая литература для подготовки: 1. Основы авиации. Часть I. Основы аэродинамики и динамики полета летательных аппаратов: Учебное пособие. – М.: МГТУ ГА, 2003. – 64 с. 2. Основы аэродинамики и динамики полета. – Институт транспорта и связи, Рига, 2010. – 105 с. Ход занятия: 1. Организационная часть 10 мин. 1.1. Проверить наличие курсантов на занятии. 1.2. Объявить тему и цели работы. 2. Основная часть 70 мин №п/п Учебные вопросы занятия 1. Последствия выхода на критические углы атаки 2. Последствия посадки на малых углах атаки Время, Методические мин рекомендации 35 Исследовать реакцию самолета на увеличение угла атаки 35 Изучить факторы, которые могут возникнуть при 191 посадке атаки с малым углом Заключительная часть занятия – 10 минут: 3.1. Ответить на возникшие у курсантов в ходе практического занятия вопросы. 3.2. Обсудить основные недостатки работ курсантов. 3.3. Выставить оценки. 3.4. Выдать вопросы для самостоятельной подготовки. Составил Заведующий кафедрой ОД и ОБ на ВТ 192 А.В. Дубовский МЕТОДИЧЕСКАЯ РАЗРАБОТКА НА ПРОВЕДЕНИЕ ПРАКТИЧЕСКОГО ЗАНЯТИЯ по дисциплине «Основы аэродинамики и динамики полета» с курсантами 2-го курса факультета гражданской авиации (специальность 1-44 01 05 организация движения и обеспечение полетов на воздушном транспорте) Практическое занятие 3.5.3. Выполнение разворотов с различными углами крена на тренажере. Время занятия: 2 (два) часа. Цель занятия: − Закрепить теоретический материал по выполнению разворотов с различными углами крена; − отработать выполнение разворотов на тренажере. Место проведения: аудитория №3103 Метод проведения: закрепление знаний с анализом результатов Рекомендуемая литература для подготовки: 1. Основы авиации. Часть I. Основы аэродинамики и динамики полета летательных аппаратов: Учебное пособие. – М.: МГТУ ГА, 2003. – 64 с. 2. Основы аэродинамики и динамики полета. – Институт транспорта и связи, Рига, 2010. – 105 с. Ход занятия: 1. Организационная часть 10 мин. 1.1. Проверить наличие курсантов на занятии. 1.2. Объявить тему и цели работы. 2. Основная часть 70 мин №п/п Учебные вопросы занятия 1. Выполнение разворотов с малым креном 2. Выполнение разворотов с большим креном Время, Методические мин рекомендации 35 Изучить условия, необходимые для выполнения разворотов 35 Отработать выполнение разворотов с малым и 193 большим углом крена Заключительная часть занятия – 10 минут: 3.1. Ответить на возникшие у курсантов в ходе практического занятия вопросы. 3.2. Обсудить основные недостатки работ курсантов. 3.3. Выставить оценки. 3.4. Выдать вопросы для самостоятельной подготовки. Составил Заведующий кафедрой ОД и ОБ на ВТ 194 А.В. Дубовский МЕТОДИЧЕСКАЯ РАЗРАБОТКА НА ПРОВЕДЕНИЕ ПРАКТИЧЕСКОГО ЗАНЯТИЯ по дисциплине «Основы аэродинамики и динамики полета» с курсантами 2-го курса факультета гражданской авиации (специальность 1-44 01 05 организация движения и обеспечение полетов на воздушном транспорте) Практическое занятие 3.5.4. Выполнение полета по кругу. Время занятия: 2 (два) часа. Цель занятия: − изучить технологию полета по кругу; − рассмотреть основные этапы выполнения полета. Место проведения: аудитория №3103 Метод проведения: закрепление знаний с анализом результатов Рекомендуемая литература для подготовки: 1. Основы авиации. Часть I. Основы аэродинамики и динамики полета летательных аппаратов: Учебное пособие. – М.: МГТУ ГА, 2003. – 64 с. 2. Основы аэродинамики и динамики полета. – Институт транспорта и связи, Рига, 2010. – 105 с. Ход занятия: 1. Организационная часть 10 мин. 1.1. Проверить наличие курсантов на занятии. 1.2. Объявить тему и цели работы. 2. Основная часть 70 мин №п/п Учебные вопросы занятия 1. Взлет, набор, горизонтальный полет 2. Снижение, заход, посадка, руление остановка Время, Методические мин рекомендации 35 Разобрать основные составляющие полета 35 Изучить терминологию, связанную с выполнением полета. Отработать все этапы посадки 195 Заключительная часть занятия – 10 минут: 3.1. Ответить на возникшие у курсантов в ходе практического занятия вопросы. 3.2. Обсудить основные недостатки работ курсантов. 3.3. Выставить оценки. 3.4. Выдать вопросы для самостоятельной подготовки. Составил Заведующий кафедрой ОД и ОБ на ВТ 196 А.В. Дубовский МЕТОДИЧЕСКАЯ РАЗРАБОТКА НА ПРОВЕДЕНИЕ ПРАКТИЧЕСКОГО ЗАНЯТИЯ по дисциплине «Основы аэродинамики и динамики полета» с курсантами 2-го курса факультета гражданской авиации (специальность 1-44 01 05 организация движения и обеспечение полетов на воздушном транспорте) Практическое занятие 3.5.5. Выполнение контрольного полета по кругу. Время занятия: 2 (два) часа. Цель занятия: − Закрепить практические навыки по выполнению полета по кругу; − Выполнить контрольный полет. Место проведения: аудитория №3103 Метод проведения: закрепление знаний с анализом результатов Рекомендуемая литература для подготовки: 1. Основы авиации. Часть I. Основы аэродинамики и динамики полета летательных аппаратов: Учебное пособие. – М.: МГТУ ГА, 2003. – 64 с. 2. Основы аэродинамики и динамики полета. – Институт транспорта и связи, Рига, 2010. – 105 с. Ход занятия: 1. Организационная часть 10 мин. 1.1. Проверить наличие курсантов на занятии. 1.2. Объявить тему и цели работы. 2. Основная часть 70 мин №п/п Учебные вопросы занятия 1. Контрольный полет по кругу 2. Оценка выполнения полета Время, Методические мин рекомендации 35 Закрепить практические навыки и выполнить полет по кругу 35 Проверить у курсантов выполнение контрольного полета Заключительная часть занятия – 10 минут: 197 3.1. 3.2. 3.3. 3.4. Ответить на возникшие у курсантов в ходе практического занятия вопросы. Обсудить основные недостатки работ курсантов. Выставить оценки. Выдать вопросы для самостоятельной подготовки. Составил Заведующий кафедрой ОД и ОБ на ВТ 198 А.В. Дубовский МЕТОДИЧЕСКАЯ РАЗРАБОТКА НА ПРОВЕДЕНИЕ ПРАКТИЧЕСКОГО ЗАНЯТИЯ по дисциплине «Основы аэродинамики и динамики полета» с курсантами 2-го курса факультета гражданской авиации (специальность 1-44 01 05 организация движения и обеспечение полетов на воздушном транспорте) Практическое занятие 3.5.6. Выполнение контрольного полета по маршруту. Время занятия: 2 (два) часа. Цель занятия: − Закрепить практические навыки по выполнению полета по маршруту; − Выполнить контрольный полет. Место проведения: аудитория №3103 Метод проведения: закрепление знаний с анализом результатов Рекомендуемая литература для подготовки: 1. Основы авиации. Часть I. Основы аэродинамики и динамики полета летательных аппаратов: Учебное пособие. – М.: МГТУ ГА, 2003. – 64 с. 2. Основы аэродинамики и динамики полета. – Институт транспорта и связи, Рига, 2010. – 105 с. Ход занятия: 1. Организационная часть 10 мин. 1.1. Проверить наличие курсантов на занятии. 1.2. Объявить тему и цели работы. 2. Основная часть 70 мин №п/п Учебные вопросы занятия 1. Контрольный полет по маршруту 2. Получение сертификата Время, Методические мин рекомендации 35 Закрепить практические навыки и выполнить полет по маршруту 35 Проверить у курсантов выполнение контрольного 199 полета и выдать сертификат о его прохождении Заключительная часть занятия – 10 минут: 3.1. Ответить на возникшие у курсантов в ходе практического занятия вопросы. 3.2. Обсудить основные недостатки работ курсантов. 3.3. Выставить оценки. 3.4. Выдать вопросы для самостоятельной подготовки. Составил Заведующий кафедрой ОД и ОБ на ВТ 200 А.В. Дубовский МЕТОДИЧЕСКАЯ РАЗРАБОТКА НА ПРОВЕДЕНИЕ ПРАКТИЧЕСКОГО ЗАНЯТИЯ по дисциплине «Основы аэродинамики и динамики полета» с курсантами 2-го курса факультета гражданской авиации (специальность 1-44 01 05 организация движения и обеспечение полетов на воздушном транспорте) Практическое занятие 3.6.3. Расчет дальности и продолжительности полета ВС. Время занятия: 2 (два) часа. Цель занятия: − Изучить теоретический материал, касающийся дальности и продолжительности полета; − Выполнить практические расчеты. Место проведения: аудитория №3103 Метод проведения: закрепление знаний с анализом результатов Рекомендуемая литература для подготовки: 1. Основы авиации. Часть I. Основы аэродинамики и динамики полета летательных аппаратов: Учебное пособие. – М.: МГТУ ГА, 2003. – 64 с. 2. Основы аэродинамики и динамики полета. – Институт транспорта и связи, Рига, 2010. – 105 с. Ход занятия: 1. Организационная часть 10 мин. 1.1. Проверить наличие курсантов на занятии. 1.2. Объявить тему и цели работы. 2. Основная часть 70 мин №п/п Учебные вопросы Время, Методические занятия мин рекомендации 1. Расчет дальности полета 35 Научиться выполнять ВС расчеты дальности полета, закрепить теоретический материал 2. Расчет 35 Научиться выполнять 201 продолжительности полета ВС расчеты продолжительности полета, закрепить теоретический материал Заключительная часть занятия – 10 минут: 3.1. Ответить на возникшие у курсантов в ходе практического занятия вопросы. 3.2. Обсудить основные недостатки работ курсантов. 3.3. Выставить оценки. 3.4. Выдать вопросы для самостоятельной подготовки. Составил Заведующий кафедрой ОД и ОБ на ВТ 202 А.В. Дубовский РАЗДЕЛ КОНТРОЛЯ ЗНАНИЙ Вопросы к зачету по учебной дисциплине «Основы аэродинамики и динамика полетов» для специальности 1-44 01 05 1. Строение атмосферы (тропосфера, стратосфера и т.д.). 2.Основные параметры воздуха, их изменение по мере подъема на высоту (температура, давление, массовая плотность, удельный вес). 3. Стандартная атмосфера, ей значение, начальные параметры. 4.Понятие о потоке. Поток неустановившийся, поток установившийся. 5. Понятие о линии тока, трубке тока, струйке. 6. Аэродинамические спектры: назначение, способы получения, примеры спектров простейших тел. 7 Пограничный слой воздуха. Ламинарное и турбулентное течение в нем. 8. Уравнение неразрывности струйки несжимаемого газа (уравнение расхода), его физический смысл. 9. Уравнение Бернулли для струйки несжимаемого газа, физический смысл динамического и статического давления. 10. Принцип создания подъемной силы (аэростатический, аэродинамический, реактивный). 11. Основные части самолета, их назначение. 12. Форма профиля крыла: параметры, характеризующие форму профиля. 13. Форма крыла в плане: параметры, характеризующие форму крыла в плане. 14. Геометрическая и аэродинамическая "крутка" крыла: понятие и назначение. 15. Вид крыла спереди, угол поперечного V. 16. Угол установки крыла на самолете. 17. Угол атака крыла а. 18. Распределение давления по профилю крыла, диаграмма распределения давления по периметру профиля крыла. 19. Полная аэродинамическая сила крыла К., природа её возникновения, направление, точка приложения, формула. 20. Понятие о центре давление крыла, закон перемещения его при изменении угла атаки для симметричных и несимметричных профилей. 21. Подъемная сила крыла У, природа её возникновения, направление, точка приложения, формула. 22. Коэффициент подъемной силы Су, зависимость его от угла атаки и формы профиля. Кривая Су = f(а). 203 23.Причина падения коэффициента подъемной силы Су при закритических углах атаки. 24. Понятие о характерных углах атаки: угол атаки нулевой подъемной силы, угол атаки критический. 25.Сила лобового сопротивления X, причина возникновения, направление, точка приложения, формула. 26. Профильное и индуктивное сопротивление, причины их возникновения, факторы, влияющие на их величину. 27. Коэффициент лобового сопротивления крыла: Сх, его зависимость от угла атаки. Кривая Сх = f(а). 28. Аэродинамическое качество крыла, зависимость его от угла атаки. Угол качества. 29. Аэродинамические характеристики крыла, способ их определения в лабораторных условиях 30. Построение поляры, характерные точки на кривой. 31.Аэродинамические трубы, их назначение, разновидности, основные части аэродинамической трубы. 32. Механизация крыла, назначение, разновидности. 33.Несущая способность крыла Су, способы её увеличения. 34. Закрылки: назначение, разновидности, принцип действия. 35. Предкрылки, назначение, разновидности, принцип действия. 36. Интерцепторы: назначение, разновидности, принцип действия. 37. Подъемная сила и лобовое сопротивление самолета. 38.Вредное сопротивление, способы уменьшения вредного сопротивления. 39. Явление интерференции: понятия, причины, способы уменьшения. 40. Поляра самолета, отличие её от поляры крыла. 41. Малые возмущения, волны малых возмущений, скорость звука. 42. Число Маха полета как критерий сжимаемости воздуха. 43.Уравнение неразрывности струйки для сжимаемого газа. Уравнение Бернулли для сжимаемого газа. 44. Форма канала, необходимая для получения сверхзвуковой скорости потока (сопло Лаваля). 45. Изменение параметров воздуха вдоль струйки при истечении из котла через сопло Лаваля. 46. Распространение звуковых волн в воздушной потоке от точечного источника, при различных скоростях потока V = 0, V<а, V>а. 47. Распространение звуковых волн, создаваемых телом, находящимся в звуковом и сверхзвуковом потоке. Головной скачок давления и уплотнения воздуха. 204 48. Разновидности головных скачков давления и уплотнения воздуха, зависимость формы скачка уплотнения от формы тела и скорости потока. 49. Кормовой скачок давления и уплотнения воздуха, причина его возникновения. 50. Понятие критической скорости полета Vкр, понятие критического числа М*, местные скачки давления и уплотнения воздуха. 51. Форма местных скачков давления, зависимость формы местного скачка давления от характера пограничного слоя. 52.Распределение давления по профилю крыла при V > V кр. Волновой кризис. 53.Распределение давления по профилю при V > а. Волновое сопротивление. 54. Способы увеличения критического числа М* и смягчения волнового кризиса. Стреловидные крылья в плане, крылья малых удлинений, треугольные крылья в плане, тонкие профили крыльев. 55.Основные элементы воздушного винта: лопасти, втулка, комель, элемент лопасти. Их назначение. 56. Геометрические и кинематические параметры винта: диаметр, теоретический шаг, действительный шаг, скольжение, угол установки лопасти. 57. Угол атаки лопасти. Определение, зависимость утла атаки лопасти от скорости полета, от числа оборотов. 58.Аэродинамические силы, создаваемые элементом лопасти, причины возникновения, формулы. 59. Сила тяги винта. Формула силы тяги, зависимость силы тяги от скорости полета и числа оборотов. 60. Сила сопротивления вращению и момент сопротивления вращению. 61. Понятие «тяжелого» и «легкого» винтов. 62. Винт изменяемого шага. Назначение, принцип его работы. 63.Режимы работы воздушного винта: - режим положительной тяги; - режим нулевой тяги - режим отрицательной тяги. 64. Флюгерные, реверсивные, соосные и скоростные винты. 65.Системы координат в аэродинамике. Горизонтальный полет самолета. Определение, силы, действующие на самолет. уравнения движения самолета. 66. Потребные для горизонтального полёта скорость, тяга, мощность и их зависимость от различных факторов. 67. Кривые потребных и располагаемых тяг, характерные точки на графиках. 205 68. Кривые потребных и располагаемых мощностей, характерные точки на графиках. 69. Дальность и продолжительность полета. 70. Набор высоты (подъем самолета). Определение, силы, действующие на самолет, уравнения его движения при подъеме. 71. Потребные для подъема самолета скорость, тяга, мощность и их зависимость от различных факторов. 72. Угол подъема Θпод. Определение, факторы, влияющие на величину угла подъема. 73. Вертикальная скорость при подъеме Vу, определение, факторы, влияющие на ее величину. 74. Зависимость вертикальной скорости Vу от высоты подъема. Кривая Vу = f(Н) Потолок самолета. 75.Снижение самолета (планирование). Определение, силы, действующие на самолет, уравнения движения самолета при снижении. 76.Скорость, потребная для планирования самолета. 77. Угол планирования. Определение его аналитическим путем, по поляре самолета - графически. 78. Дальность планирования. 79. Криволинейный полет самолета в вертикальной плоскости. Силы, действующие на самолет, их соотношения. 80. Формула максимальной подъемной силы при криволинейном полете самолета в вертикальной плоскости. 81. Правильный вираж самолета. Определение, силы, действующие на самолет, уравнения его движения. 82. Взлет, стадии взлета, их назначение. 83. Скорость отрыва, длина разбега, длина взлетной дистанции, способы их уменьшения. 84. Посадка самолета. Стадии посадки, их назначение. 85.Посадочная скорость, длина пробега, длина посадочной дистанции, способы их уменьшения. 86. Понятие центра тяжести самолета, определение центра тяжести самолета путем взвешивания. 87. Понятие средней аэродинамической хорды, определение САХ для трапециевидного крыла. 88. Центровка самолета, факторы, влияющие на центровку. 89. Оси вращения самолета. 90. Продольное равновесие самолета, условия его достижения, причины нарушения продольного равновесия. 206 91. Поперечное равновесие самолета, условия его достижения, причины нарушения поперечного равновесия. 92. Равновесие пути самолета, условия его достижения, причины нарушения путевого равновесия. 93. Продольная статическая устойчивость самолета, роль горизонтального оперения в продольной устойчивости самолета. 94. Факторы, влияющие на продольную устойчивость, центровку самолета, площадь стабилизатора, скорость полета. 95.Поперечная устойчивость самолета. Определение, сопротивление крыла крену, действие восстанавливающего момента, влияние на поперечную устойчивость поперечного V крыла и стреловидности. 96. Путевая устойчивость самолета. Определение, сопротивление крыла развороту, действие вертикального оперения на путевую устойчивость самолета. 97. Продольная управляемость самолета. Определение, принцип действия руля высоты. 98. Балансировочные кривые а = ?(5В). 99. Поперечная управляемость самолета. Определение, принцип действия простых элеронов. 100. Работа простых элеронов на больших углах атаки. 101-Дифференциальные элероны. Назначение, характерные особенности, принцип действия. 102.Управляемость пути самолета. Определение, принцип действия руля направления. 103 Аэродинамическая компенсация рулей и элеронов. Назначение, ее разновидности, принцип действия. 207 ВСПОМОГАТЕЛЬНЫЙ РАЗДЕЛ 1 2 1. ОСНОВЫ АЭРОДИНАМИКИ (24 ч.) 1.1. Строение и свойства атмосферы Земли( 2 ч.) 1.1.1. Строение и свойства атмосферы Земли 1. Газовый состав и строение атмосферы. 2. Барометрический принцип измерения высоты. 3. Стандартная атмосфера. 1.2.. Основные уравнения и законы аэродинамики (6 ч.) 1.2.1. Параметры состояния газа. 1. Параметры состояния газа и их взаимозависимость. 2. Особенности движения газа при изменении сечения струйки газа. 4 2 1.2.2. Основные законы состояния и движения газа. 1. Уравнение сохранения массы. 2. Уравнение Бернулли. 3. Барометрический способ измерения скорости. 5 6 6 Формы контроля знаний Литература 4 6 Количество часов УСР 3 12 2 2 Лабораторные занятия Название раздела, темы, занятия; перечень изучаемых вопросов Практические занятия Количество аудиторных часов Лекции Номер раздела, темы, занятия Учебно-методическая карта учебной дисциплины 8 9 [I] Устный опрос 2 Устный опрос [I] Устный опрос 2 208 [I] 1 2 1.2.3. Расчет основных параметров газовых потоков. 1. Характер обтекания крыла газовым потоком. 2. Параметры газовых потоков. 3 4 6 7 2 Аэродинамические силы и их коэффициенты. (8 часов) 1.3.1. Обтекание твердых тел воздушным потоком. 4. Особенности обтекания крыла, угол атаки. 5. Возникновение подъемной силы и силы лобового сопротивления, профильное сопротивление. 6. Полная аэродинамическая сила, зависимость от угла атаки. 1.3.2. Сверхзвуковые скорости течения газа. 3. Звук. Скорость звука, число Маха. 4. Геометрические характеристики крыла 1.3.3. Расчет основных параметров газовых потоков. 1. Методы исследования характера обтекания. 2. Характер обтекания крыла при изменении угла атаки. 1.3. 4 2 Аэродинамические характеристики крыла и самолета. (8 часов) 2 2 [I] 2 [I] 2 4 Устный опрос Компьютерное тестирование 2 2 209 8 Защита лабораторной работы Устный опрос 1.3.4. Исследование коэффициента давления профиля крыла. 1. Силы, действующие на крыло в полете. 2. Геометрические параметры профиля крыла. 1.4. 5 2 Защита лабораторной работы 1 2 1.4.1. Силы и моменты, действующие на самолет в полете. 5. Система осей координат. 6. Аэродинамическое качество крыла и самолета. 7. Волновое и индуктивное сопротивление. 8. Механизация крыла. 1.4.2. Выполнение расчета для построения поляры крыла. 1. Исходные данные для расчета. 2. Расчет таблицы для построения. 1.4.3. Построение поляры крыла. 1. Нанесение на график значений коэфициентов. 2. Построение графика. 3. Определение характерных углов атаки. 3 4 5 6 7 [I] [IV] [V] 2 Компьютерное тестирование 2 Компьютерное тестирование 2 1.1.4. Инструментальное исследование обтекания тел газовым потоком. 1. Методы исследования. 2. Выводы по результатам исследования. 2. ОСНОВЫ КОНСТРУКЦИИ ВОЗДУШНЫХ СУДОВ И АВИАДВИГАТЕЛЕЙ. (24 ч.) 2.1. Основы конструкции планера самолета (8 ч.) 2.1.1. Основные элементы конструкции самолета. 1. Силовые элементы конструкции самолета. 2. Составные части самолета. 2.1.2. Органы управления самолетом. 1. Рули направления, высоты, элероны. 210 8 Устный опрос Защита лабораторной работы 2 14 6 4 4 2 2 2 [I] [IV] 2 [II] [IV] Устный опрос Устный опрос 2. Средства механизации крыла. 1 2 2.1.4. Ознакомление с планерами самолетов учебного аэродрома. 1. Ознакомление с планерами самолетов ТУ-154, ТУ134. 2. Ознакомление с планерами АН-2, ЯК-40, МИ-8. 2.1.3. Исследование силовых элементов планера самолета. 1. Исследование силовых элементов на учебном аэродроме. 2. Исследование силовых элементов на прочность. 2.2. Основные системы воздушного судна. (10 часов) 2.2.1. Приборное оборудование самолета. 1. Пилотажные приборы. 2. Навигационные приборы. 3. Приборы контроля работы систем и агрегатов. 2.2.2. Органы управления механизацией и двигателями. 1. Расположение и принцип управления работой двигателей. 2. Расположение и принцип управления механизацией крыла. 2.2.3. Электрическая система и вспомогательная силовая установка. 1. Система электропитания самолета. 2. Вспомогательная силовая установка. 211 3 4 5 6 7 2 Компьютерное тестирование 2 6 2 2 8 Защита лабораторной работы 2 [II] [IV] [V] Устный опрос Устный опрос 2 [II] [IV] [V] Устный опрос 2 с 2.2.4. Исследование характера реагирования рулей управления на интенсивность их отклонения. 1. Исследование работы элеронов. 2. Исследование работы рулей. 1 2 2.2.5. Исследование основных систем самолета. 1. Принципы работы систем самолета. 2. Расположение основных агрегатов . 2.3. Основы конструкции и виды авиационных двигателей. (6 часов) 2.3.1. Классификация авиационных двигателей. 1. Реактивные двигатели. 2. Поршневые двигатели 2.3.2. Характеристики реактивных двигателей. 1.Удельная тяга. 2. Удельный расход. 3. Удельный вес. 2.3.3. Исследование элементов конструкции турбореактивного двигателя. 1. Конструкция компрессора, камер сгорания. 2. Конструкция турбины, сопла, реверса тяги. 3. ОСНОВЫ ДИНАМИКИ ПОЛЕТА (66ч.) 3.1. Устойчивость и управляемость самолета. (12 часов) 3.1.1. Силы и моменты, действующие на самолет в полете. 1. Система координат. 2. Центр тяжести самолета. Вес самолета. 212 Защита лабораторной работы 2 3 4 2 4 2 5 6 7 2 [II] [IV] 2 [11] [IV] [VI] 2 26 4 Устный опрос Устный опрос Компьютерное тестирование 2 32 6 8 Компьютерное тестирование 8 2 [II] [IV] Устный опрос 3.1.2. Продольная статическая устойчивость самолета. 1.Центр тяжести самолета. 2.Центр давления и аэродинамический фокус. 3. Центровка самолета. Устный опрос [1] [IV] 2 1 2 3.1.3. Поперечная и путевая устойчивость и управляемость. 1. Принцип действия рулей. 2. Особенности устойчивости и управляемости воздушных судов на больших высотах и скоростях полета. 3.1.4. Исследование устойчивости и управляемости самолета на тренажере. 1. Ознакомление с программой FS2004/ 2. Исследование реакции самолета на отклонение рулей. 3.1.5. Отклонение рычагов управления, использование триммера для устойчивого горизонтального полета на тренажере самолета. 1. Имитация органов управления на джойстике. 2. Расположение триммера на панели управления и работа с ним. 3.1.6. Выполнение предполетной проверки рулей управления. . . Исследование последствий изменения угла атаки на параметры горизонтального полета. 1. Реакция самолета при взятии ручки «на себя». 2. Реакция самолета при взятии ручки «от себя». 213 3 4 5 6 7 8 Устный опрос [1] [IV] [VI] 2 Компьютерное тестирование 2 Компьютерное тестирование 2 2 Защита лабораторной работы 3.2. Горизонтальный полет. (12 часов) 6 3.2.1. Схема сил и уравнение движения ВС в горизонтальном полете. 1. Условие горизонтального полета. 2. Направление сил и их векторов в горизонтальном полете. 1 2 3.2.2. Скорость, потребная для горизонтального полета. 1. Диапазон скоростей горизонтального полета. 2. Понятие потребной тяги для горизонтального полета. 3.2.3. Летные характеристики самолета. 1. Кривые потребной и располагаемой тяг. 2. Основные летно-технические характеристики самолета. 3.2.4. Выполнение горизонтального полета на тренажере. 1. Влияние на горизонтальный полет изменения тяги. 2. Влияние на горизонтальный полет изменения угла атаки. 3.2.5. Выполнение горизонтального полета на различных углах атаки и скоростях, используя триммер. 1. Конструкция триммера. 2. Выработка навыков в работе с триммером. 3.2.6. Исследование последствий изменения угла атаки на параметры горизонтального полета. 4 2 Устный опрос [I] [IV] [VI] 2 3 4 5 7 [I] [IV] 2 8 Устный опрос Устный опрос [I] [IV] 2 Компьютерное тестирование 2 Компьютерное тестирование 2 2 214 6 Защита лабораторной 1. Реакция самолета при взятии ручки «на себя». 2. Реакция самолета при взятии ручки «от себя». 3.3. Взлет и подъем самолета. (12 часов) 3.3.1. Взлет самолета. 1. Действие аэродинамических сил при взлете. 2. Этапы взлета. работы 6 4 2 [I] [IV] 2 1 2 3.3.2. Взлетные характеристики. 1. Длина разбега, скорость отрыва, скорость принятия решения, взлетная дистанция. 2. Взлетный вес самолета. 3.3.3. Подъем самолета. 1 Скорость и тяга, потребные для подъема, угол подъема, вертикальная скорость подъема, градиент набора высоты. 2 Потолок самолета. 3.3.4. Исследование последствий изменения угла атаки на параметры полета при взлете. 1. Изменение параметров полета при чрезмерном взятии ручки «на себя». 2. Изменение параметров полета при чрезмерном взятии ручки «от себя». 3.3.5. Выполнение взлета на тренажере. 3 4 6 7 8 Устный опрос [I] [IV] 2 Устный опрос [I] [IV] [VI] 2 2 2 215 5 Устный опрос Защита отчета по лабораторной работе Компьютерное 1. Разгон, отрыв. 2. Уборка механизации 3.3.6. Выполнение набора высоты на тренажере. 1. Выдерживание параметров набора. 2. Переход в горизонтальный полет. 3.4 Снижение и посадка самолета. (12 часов) тестирование Компьютерное тестирование 2 6 3.4.1. Снижение самолета. 1. Действие аэродинамических сил при снижении. 2. Снижение по глиссаде, вертикальная скорость снижения. 1 2 3.4.2. Планирование самолета. 1. Угол планирования, дальность планирования. 2. Заход на посадку, высота принятия решения, уход на второй круг. 3.4.3. Посадка самолета. 1. Этапы посадки. 2. Посадочный вес, влияние на траекторию захода. 3. Движение самолета после касания ВПП. 3.4.4. Выполнение снижения и захода на посадку самолета на тренажере. 1. Снижение. 2. Выравнивание по курсу и глиссаде. Выполнение посадки на тренажере. 3.4.5. 1. Выдерживание. 2. Касание ВПП, пробег, торможение 216 4 2 Устный опрос [I] [IV] 2 3 4 5 6 7 8 Устный опрос [I] [IV] 2 Устный опрос [I] [IV] 2 2 Компьютерное тестирование 2 Компьютерное тестирование 3.4.6. Исследование последствий изменения угла атаки на параметры полета при заходе на посадку. 1. Последствия выхода на критические углы атаки. 2. Последствия посадки на малых углах атаки. 3.5. Пилотаж самолета. (12 часов) Защита лабораторной работы 2 4 3.5.1. Вираж и разворот самолета. 1. Силы , действующие на вираже. 2. Угловая скорость виража. 3. Радиус и время разворота. 3.5.2. Фигуры пилотажа. 1. Фигуры простого пилотажа. 2. Фигуры сложного пилотажа. 1 2 3.5.3. Выполнение разворотов с различными углами крена на тренажере. 1. Выполнение разворотов с малым креном 2. Выполнение разворотов с большим креном. 3.5.4. Выполнение полета по кругу. 1. Взлет, набор, горизонтальный полет. 2. Снижение, заход, посадка, руление, остановка. 3.5.5. Выполнение контрольного полета по кругу. 1. Контрольный полет по кругу. 2. Оценка выполнения полета. 3.5.6. Выполнение контрольного полета по маршруту. 1. Контрольный полет по маршруту. 2. Получение сертификата. 217 8 Устный опрос 2 [I] [IV] 2 [I] [IV] 3 4 5 6 7 Устный опрос 2 8 Компьютерное тестирование 2 Компьютерное тестирование 2 Компьютерное тестирование 2 Компьютерное тестирование 3.6. Дальность и продолжительность полета. (6 часов) 4 характеристики дальности и 3.6.1. Основные продолжительности полета ВС. 1. Километровый расход топлива. 2. Часовой расход топлива. 3.6.2. Режимы наибольшей дальности и продолжительности полета. 1. Методика определения. 2. Методика расчета. 3.6.3. Расчет дальности и продолжительности полета ВС. 1. Расчет дальности полета ВС. 2. Расчет продолжительности полета ВС. Итого аудиторных часов по учебной дисциплине 218 2 Устный опрос [I] [IV] 2 Устный опрос [1] [IV] 2 Компьютерное тестирование 2 58 38 18 Список литературы ОСНОВНАЯ: 1. Вотяков, А.А. Аэродинамика и динамика полета самолета / А.А. Вотяков, Н.Т .Каюнов - М.: ДОСААФ, 1975. – 268 с. 2. Кокунин, Л.Х. Аэродинамика и конструкция самолета /Л.Х. Кокунин - М.: Воениздат, 1972.- 305 с. 3. Соболев Э.М. Основы авиации /Э. М. Соболев – М.: Транспорт, 1986. – 289 с. 4. Лебедев С.Б. Основы теоретической подготовки диспетчеров по управлению полетами /С.Б. Лебедев – К:. «Сталь», 2008. – 900 с. ДОПОЛНИТЕЛЬНАЯ: 5. Шульженко М.Н. Конструкция самолетов/ М.Н. Шульженко. – М.: Машиностроение, 1971. - 206 с. 6. Гусав,Б.К. Основы авиации/ Б.К. Гусав. – М.: Транспорт, 1989.-304 с. 219 Перечень средств диагностики результатов учебной деятельности 1. Тесты по отдельным разделам. 2. Устные опросы во время занятий. 3. Решение ситуационных задач (задач с избыточными или недостаточными исходными данными). 4. Выполнение письменных проверочных работ (мини-контрольных). 5. Защита лабораторных работ. 6. Компьютерное тестирование знаний. 7. Защита курсовой работы. 8. Вопросы к зачету. 220
