JPCT - Игровые движки - Файлы для игроделов - Создание игр. Стандартные библиотеки Java

Характеристики снижения. Влияние эксплуатационных параметров на характеристики снижения. Режимы планирования. Экстренное снижение.

9.1 Установившееся снижение – это движение самолета вниз по наклонной траектории с постоянным углом и скоростью.

Рис. 9.1. Схема сил на снижении

Для снижения с постоянным углом необходимо, чтобы Y = G = G cos Q сн (рис. 9.1). Для выполнения снижения с постоянной скоростью необходимо соблюдать условие: при положительной тяге X = P сн + G 2 = P сн + G sin Q сн.

Угол планирования зависит только от аэродинамического качества: чем больше качество, тем меньше угол планирования, и наоборот (). Минимальный угол планирования будет достигнут на наивыгоднейшей скорости, при которой аэродинамическое качество максимальное.

Вертикальная скорость планирования () – это высота, которую теряет самолет в единицу времени при планировании.

Дальность планирования (L пл = H K ) – это расстояние, проходимое самолетом относительно земли при планировании с заданной высоты.

Скорость потребная для снижения определяется по формуле

.

Скорость снижения практически равна скорости горизонтального полета и зависит от полетной массы самолета, угла атаки и плотности воздуха.

Если снижение происходит с положительной тягой, то G 2 = X – P сн, а G 1 = Y » G , поэтому угол снижения определяется по следующей формуле:

Вертикальная скорость определяется по формуле V y = V sin Q сн. Так как углы снижения небольшие, то

Отсюда можно вычислить вертикальную скорость снижения: .

При снижении самолета с нулевой тягой угол снижения определяется по формуле , а вертикальная скорость снижения – .

При планировании увеличение угла атаки или уменьшение его от a нв вызывает уменьшение аэродинамического качества и увеличение угла снижения. Вертикальная скорость снижения минимальная на a сн.

При выпуске закрылков, а также при обледенении самолета аэродинамическое качество уменьшается, угол снижения самолета увеличивается, а дальность снижения уменьшается.

На дальность снижения (планирования) влияет ветер. При попутном ветре дальность снижения увеличивается, а при встречном ветре дальность уменьшается на величину , т.е.

,

где – скорость ветра (берется со своим знаком, «+» или «–»); t – время снижения.

На дальность снижения при ветре влияет величина массы самолета. Самолет с большей полетной массой при том же угле атаки имеет большую скорость, большую вертикальную скорость снижения, но время снижения меньше, а значит, и меньший снос самолета ветром.

Следовательно, самолет с большей полетной массой при встречном ветре имеет большую дальность снижения, а при попутном ветре меньшую, чем самолет с меньшей полетной массой, так как снос самолета ветром () меньше.

Поляра снижения

Поляра скоростей планирования (снижения) – это график, показывающий зависимость угла планирования и вертикальной скорости планирования от скорости планирования (снижения) (рис. 9.2).

На поляре скоростей снижения можно выделить следующие характерные точки:

1) касательная, проведенная из начала координат, дает в точке касания a нв и V нв. Этой скорости соответствует минимальный угол планирования самолета. Границей первого и второго режимов планирования является наивыгоднейшая скорость;

2) касательная, проведенная параллельно оси абсцисс, дает в точке касания a эк
и V эк. Этой скорости соответствует минимальная вертикальная скорость снижения самолета.

Рис. 9.2. Поляра скоростей снижения

Для каждого режима работы двигателя, высоты полета, полетной массы существует своя поляра скоростей снижения (рис. 9.2 –9.6).

Рис. 9.3. Влияние массы самолета на поляру снижения

Рис. 9.4. Влияние ветра на поляру снижения

Рис. 9.5. Влияние вида шасси на поляру снижения

1 - шасси без обтекателей; 2 - шасси с обтекателями.

Рис. 9.6. Влияние выпуска закрылков на поляру снижения

Порядок снижения

Раздел «Снижение» РЛЭ самолета DA 42 представляет полную свободу пилоту при пилотировании. Главным требованием для пилота является непревышение ограничений по скоростям, эксплуатация силовых установок и систем в соответствии с инструкцией.

1. Рычаг управления двигателем выставлять по необходимости, для получения расчетной скорости и угла снижения.

2. Скорость на снижении выдерживать по обстоятельствам, не выходя за пределы ограничений по минимальным и максимальным скоростям.

3. Балансировать самолет с нулевыми усилиями на органах управления.

4. Контролировать работу систем и двигателя.

Снижение за минимальное время возможно при максимальной вертикальной скорости. Резкий ввод самолета в снижение может привести к быстрому разгону самолета и выходу за максимально допустимую приборную скорость, созданию отрицательной перегрузки.

Вывод из режима снижения должен быть плавным, чтобы не превысить допустимые эксплуатационные перегрузки, устанавливаемые РЛЭ исходя из условий комфорта и прочности самолета.

9.4 Особенности выполнения аварийного (экстренного) снижения .

Максимально допустимая высота полета самолета – 5000 м; это достаточно большая высота, и содержание кислорода в воздухе на этой высоте пониженное. Учитывая опасности, которые возникают, например, при пожаре, необходимо как можно быстрее потерять высоту, то есть применить снижение с максимальными вертикальными скоростями и большими углами снижения. Получить большую вертикальную скорость можно двумя путями:

1) увеличить поступательную скорость (V сн), не превышая установленные РЛЭ ограничения;

2) увеличить угол снижения.

При необходимости выполнить аварийное снижение рекомендуется (рис. 9.7):

– рычаг управления двигателем установить в положение IDLE (РУД = 0 %). При этом винт, в зависимости от режима полета, переходит в режим ветряка (отрицательной тяги), то есть на винте появляется отрицательная тяга;

– перевести самолет в снижение с перегрузкой n у = 0,5–0,6;

– тангаж должен быть в пределах –10…–12°;

Рис. 9.7. Схема аварийного снижения

– в процессе снижения установить скорость по обстоятельствам: V NO = 130 узел (максимальная конструкционная крейсерская скорость), V N Е = 172 узлов (непревышаемая скорость в спокойном воздухе);

– вертикальная скорость при аварийном снижении составит примерно 13–15 м/с;

– для контроля устойчивости по скорости желательно балансировать самолет с остаточными давящими усилиями на ручке управления.

ПРЕДУПРЕЖДЕНИЕ. В случае если давящие усилия на ручке управления начинают уменьшаться, это признак ухудшения устойчивости по скорости. В этой ситуации пилоту необходимо уменьшать поступательную и вертикальную скорости снижения, чтобы не оказаться затянутым в пикирование;

– за 250 м до намеченной безопасной высоты дальнейшего полета с перегрузкой n у = 1,1 –1,3 начать вывод из снижения. Просадка самолета при переводе самолета в горизонтальный полет определяется по формуле:

.

Потеря высоты составит 180 –220 м.

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 (см. рис. 22), а также моменту вокруг центра масс, который называется аэродинамическим моментом и обозначается .

Рис. 22. 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 и характерной площади обтекаемого тела S :

, (32)

где C R – коэффициент пропорциональности, который носит название коэффициента аэродинамической силы.

Аэродинамический момент также прямопропорционален скоростному напору , характерной площади S и характерному линейному размеру обтекаемого тела l :

, (33)

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 на составляющие по осям связанной и скоростной систем координат. В связанной системе координат эти проекции обозначаются и называются следующим образом:

– аэродинамическая продольная сила;

– аэродинамическая нормальная сила;

– аэродинамическая поперечная сила.

В скоростной системе координат:

– сила лобового сопротивления;

– аэродинамическая подъемная сила;

– аэродинамическая боковая сила.

На рис. 23 показаны проекции аэродинамической силы на оси связанной и скоростной систем координат при отсутствии скольжения.

Рис. 23. Разложение аэродинамической силы по осям связанной и скоростной систем координат при b = 0

В дальнейшем мы будем иметь дело в основном с проекциями аэродинамической силы на оси скоростной системы координат. Воспользовавшись формулой (32), 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 S м.ф:

, (34)

где C xa – коэффициент лобового сопротивления.

В создании подъемной силы самолета основную роль играет крыло, поэтому в качестве характерной берется площадь крыла S кр:

, (35)

где C ya – 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 S в.о и принимают за характерную:

, (36)

где C za – коэффициент боковой силы.

Так как аэродинамические моменты, действующие на самолет, рассчитываются в основном относительно связанных осей координат, найдем проекции момента на оси связанной системы координат (см. рис. 24).

Рис. 24. Составляющие аэродинамического момента

в связанной системе координат

X называется моментом крена. Он определяется в основном силами, действующими на крыло самолета и в меньшей степени – на вертикальное и горизонтальное оперения:

, (37)

где m x – 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:

, (38)

где m y – коэффициент момента рыскания;

L в.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.

СИСТЕМА СИЛ И УРАВНЕНИЯ ДВИЖЕНИЯ В ПРОЦЕССЕ СНИЖЕНИЯ САМОЛЕТА. ПЛАНИРОВАНИЕ САМОЛЕТА

Прямолинейное и равномерное движение самолета по наклонной вниз траектории называется планированием или установившимся снижением.

Угол, образованный траекторией планирования и линией горизонта, называется углом планирования пл.

Снижение может производиться как при наличии тяги, так и при ее отсутствии.

Планирование есть частный случай снижения самолета, при котором самолет снижается с выключенным двигателем или двигателем, работающим на малых оборотах, с тягой, практически равной нулю. Планирование самолетов производится с целью уменьшения высоты полета и для полета к месту посадки.

Для планеров планирование является основным режимом полета. Планирование с углами пл, превышающими 30°, называется пикированием.

При планировании на самолет действуют сила веса самолета G, и полная аэродинамическая сила R. Так как движение самолета осуществляется по наклонной вниз траектории, то силы действуют следующим образом рис. 9.

1. Сила веса G направлена вертикально вниз и раскладывается на две составляющие: в направлении, перпендикулярном траектории движения - , и в направлении движения самолета - .

2. Полная аэродинамическая сила R раскладывается на:

Подъемную силу Y, уравновешивающую силу G 1 , чем обеспечивается прямолинейность движения;

Силу лобового сопротивления, уравновешивающую силу G 2 , что обеспечивает постоянство скорости движения по траектории.

Поскольку планирование рассматривается как плоское поступательное установившееся движение самолета, то линии действия всех сил, действующих на самолет, пересекаются в его центре тяжести.

Так как при планировании самолет движется прямолинейно и равномерно, то все силы должны быть взаимно уравновешены, и самолет в этом случае будет двигаться по инерции.

Для того чтобы движение самолета было прямолинейным, необходимо равновесие сил, действующих перпендикулярно траектории движения.

Условием прямолинейности движения является равенство сил Y и G 1

(14)

Рис. 9. Схема сил, действующих на самолет при планировании

Для того чтобы самолет двигался равномерно, необходимо силы, действующие вдоль траектории, взаимно уравновесить. Условием равномерности движения является равенство сил G 2 и Q

(15)

Следовательно, при отсутствии тяги уравнения движения центра тяжести самолета при планировании будут иметь вид

(16)

Эти два уравнения тесно связаны между собой и при нарушении одного из них нарушается и другое.

Равнодействующая сил Y и Q, т. е. полная аэродинамическая сила R, при планировании всегда направлена вверх и равна полетному весу самолета.

Из уравнений движения при планировании можно сделать следующие выводы:

1. Подъемная сила при планировании меньше, чем в горизонтальном полете на том же угле атаки, так как она уравновешивает только часть силы веса G 1 . С увеличением угла планирования составляющая силы веса G 1 уменьшается, следовательно, должна уменьшаться и подъемная сила Y.

2. Составляющая силы веса G 2 при планировании выполняет роль тяги. Если угол планирования увеличивается, то сила G 2 тоже увеличивается, что вызывает увеличение скорости движения по траектории, а это в свою очередь вызовет увеличение силы лобового сопротивления Q, которая уравновесит G 2 , и движение снова станет равномерным.