Снижение схема сил и уравнение движения стариков

СХЕМА СИЛ И УРАВНЕНИЯ ДВИЖЕНИЯ НА РАЗЛИЧНЫХ ЭТАПАХ ВЗЛЕТА

При разбеге на самолет действуют аэродинамические силы:

— подъемная сила крыла Y;

— сила лобового сопротивления X;

— сила тяги силовой установки Р;

— нормальная реакция земли N=N₁+N₂;

— сила трения колес о земную поверхность F=F₁+F₂ (Рис. 5).

Как уже говорилось ранее, в аэродинамике и динамике полета самолета рассматривается движение центра тяжести относительно внешней среды и движение частей самолета вокруг центра тяжести. В данном случае рассмотрим движение центра тяжести.

Уравнения движения центра тяжести самолета при разбеге имеют вид:

(7.21)

Рис. 5 Схема сил, действующих на самолет ТЛ-2000 на взлете

условие прямолинейного разгона

В уравнении (7.21) сила тяги должна быть больше лобового сопротивления и силы трения колес вместе взятых или произведение массы — — на прирост скорости должно быть больше нуля. В уравнении (7.22) вес самолета должен быть равен сумме подъемной силы и реакции земли. Силу тяги следует считать направленной по скорости движения. Силу трения определяют через нормальную реакцию N и коэффициент трения f

Коэффициент трения f при разбеге на колесах по бетонной ВПП равен 0,03. 0,05, а по травянистому грунту — 0,1. 0,12.

По мере увеличения скорости полета подъемная сила растет, а нормальная реакция земли уменьшается. Когда подъемная сила становится равной весу самолета, то он отрывается от земли.

На этапах разгона и подъема на самолет действуют следующие силы: подъемная сила Y; вес самолета G; сила тяги Р (Рис. 5).

Уравнения движения центра тяжести самолета при разгоне с подъемом имеют вид:

(7.24):

условие прямолинейности полета

Y-Gcos =0. (7.25)

В уравнении (7.24) тяга двигателя Р должна быть больше суммы лобового сопротивления и составляющей силы веса самолета, а в уравнении (7.25) -подъемная сила Y должна быть равна составляющей веса самолета G cos .

Уравнения движения (7.24) и (7.25) показывают, что самолет движется прямолинейно (Y=Gcos ) и с ускорением. Ускорение равно

Дата добавления: 2016-03-05 ; просмотров: 2718 ; ЗАКАЗАТЬ НАПИСАНИЕ РАБОТЫ

Снижение самолета. Схема сил на снижении

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

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

Снижение –это прямолинейное равномерное движение самолета по наклонной к низу траектории

У=G1=Gcos(Ө) – уравнение прямолинейности

Х=G2=Gsin(Ө) – уравнение равномерности

У=G1=Gcos(Ө) =Су RV2/2 *S

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 θ пл, превышающими 30°, называется пикированием.

Снижение выполняется в 2-х режимах:

1 Р=0 Устанавливаем малый полетный газ, такое снижение называется планирование, когда зона свободна.

2 Р>0 X=G2+Pтяга такое снижение называется скоростным.

Равновесие самолета

Такое состояние самолета, при котором все силы и моменты, действующие на него, взаимно уравновешены, и самолет совершает равномерное прямолинейное движение. Режимы горизонтального полета, набора высоты, планирования самолет выполняет в состоянии равновесия.

Для равновесия самолета необходимо и достаточно, чтобы сумма проекций всех сил на каждую из осей координат была равна нулю и сумма моментов всех сил относительно каждой из осей координат тоже была равна нулю.

Продольное равновесие – состояние при котором самолет не имеет стремления к изменения угла атаки, т.е. к вращению вокруг поперечной оси Z.

Билет №12

1. Зависимость Cy = f(), Cy = f(Cx) и их зависимость от выпуска шасси и механизации закрылков

При выпуске шасси и посадочных щитков на самолете Як-52 аэродинамическое качество уменьшается, а угол планирования увеличивается. Угол планирования можно определить графически по поляре самолета (если она построена в одинаковых масштабах для СУ и СХ), проведя из начала координат вектор к соответствующей точке кривой . Угол, образованный вектором и осью Су, покажет величину угла планирования.

Применяя механизированное крыло, значительно увеличивают величину Сумакс, что дает возможность уменьшить посадочную скорость и длину пробега самолета после посадки, уменьшить скорость самолета в момент отрыва и сократить длину разбега при взлете. Применение механизации улучшает устойчивость и управляемость самолета на больших углах атаки. Кроме того, уменьшение скорости при отрыве на взлете и при посадке увеличивает безопасность их выполнения и сокращает расходы на строительство взлетно-посадочных полос.

Итак, механизация крыла служит для улучшения взлетно-посадочных характеристик самолета путем увеличения максимального значения коэффициента подъемной силы крыла Cумакс.

Факторы влияющие на летные характеристики снижения.

Посадочная масса самолета оказывает влияние на величину посадочной скорости, но не на ускорение при пробеге, так как при увеличении веса самолета в такой же степени возрастают тормозящие силы трения колес и сила лобового сопротивления.

Механизация крыла. Отклонение закрылков увеличивает несущую способность крыла и поэтому уменьшает посадочную скорость самолета и длину пробега..

Средства торможения. Торможение основных колес начинается при касании передней опоры самолета ВПП. Оно уменьшает длину пробега на 20—30%. Торможение самолетов

реверсом тяги винтов или двигателей сокращает длину пробега до 40%.

3. Выполнение полета и заход на посадку с отказавшим двигателем, винт которого работает в режиме «Ветряк»

Режим самовращения (ветряковый) возникает при очень большом отрицательном угле атаки, когда поток набегает на спинку лопасти. Аэродинамические силы лопасти на этом режиме приобретают обратное направление. Режим самовращения наступает или при очень большой скорости полета, например при пикировании, или отказе двигателя.

При отказе одного из двигателей, расположенных на крыле отрицательная сила тяги не только увеличивает сопротивление движению самолета, но и создает большой неуравновешенный момент, разворачивающий самолет в сторону отказавшего двигателя. Для уменьшения этого момента винт отказавшего двигателя вводится во «флюгер», т. е. лопасти винта поворачивают на ϕ=90° так, чтобы их хорды почти совпали с направлением полета. Особенно опасен режим самовращения ТВД, так как из-за большого диапазона установочных углов отрицательная тяга

может достигать значения 40 ООО Н — «заброс тяги».

Билет №13

1. Полная аэродинамическая сила, подъемная сила и сила лобового сопротивления самолета

Полная аэродинамическая сила R раскладывается на: 1.подъемную силу У, уравновешивающую силу G1, чем обеспечивается прямолинейность движения; 2. силу лобового сопротивления, уравновешивающую силу G2, что обеспечивает постоянство скорости движения по траектории. 3.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 G1

Полная аэродинамическая сила крыла, векторная диаграмма распределения давлений показывает, что поток действует на крыло определенным образом.

При обтекании крыла идеальной жидкостью на его поверхность действует только система элементарных сил избыточного давления. В потоке воздуха, кроме сил давления, возникают еще и силы трения, направленные по касательным к поверхности крыла.

где Ra— полная аэродинамическая сила крыла, Н;

С RА — коэффициент полной аэродинамической силы, величина которого

зависит от угла атаки, формы профиля, формы крыла в плане и обработки его поверхности;

Продолжительность и дальность полета

Под продолжительностью полета Т понимается время, выраженное в часах, в течение которого самолет может совершать полет без дополнительной заправки топливом. Продолжительность полета складывается из времени, затрачиваемого на взлет, набор заданной высоты полета (эшелона), горизонтальный полет, снижение и посадку.

Для определения продолжительности горизонтального полета должны быть известны масса запаса топлива для горизонтального полета mт и его часовой расход сh так как Т= mт/сh

Определение продолжительности горизонтального полетасамолета с ТРД . Часовой расход топлива для данной силовой установки

где сh — часовой расход топлива, кг/ч;

се — удельный расход топлива, кг/Н·ч;

Р_Су — тяга силовой установки, Н.

Тяга Р_Су создаваемая силовой установкой в горизонтальном полете, равна тяге Рпотр и поэтому зависит от скорости полета, поэтому часовой расход топлива и продолжительность полета Т вычисляются как:

Но так как для горизонтального полета Рпотр =G/K, то после соответствующей подстановки получим формулу Т = (mтК)/(сеG), из которой следует, что продолжительность горизонтального полета реактивного самолета зависит от запаса топлива, его удельного расхода, веса самолета и его аэродинамического качества.

Наибольшую продолжительность полета реактивный самолет будет иметь при полете на наивыгоднейшей скорости, так как при наивыгоднейшем угле атаки аэродинамическое качество максимально

Определение продолжительности горизонтального полета поршневого самолета. Часовой расход топлива поршневого двигателя

где се — удельный расход топлива, кг/Вт;

Nе — эффективная мощность двигателя, Вт.

Мощность силовой установки зависит от мощности, потребной для горизонтального полета

где η — к. п. д. винта.

Для определения часового расхода топлива и продолжительности горизонтального полета применяют следующие формулы

Продолжительность полета поршневого самолета зависит от запаса топлива, его удельного расхода и потребной для горизонтального полета мощности. Косвенно продолжительность полета поршневого самолета зависит и от массы самолета, так как Nпотр =(GV/К) = (mg/К).?

Наибольшую продолжительность полета самолет будет иметь на экономическойскорости полета на экономическом угле атаки.

Дальность полета — это расстояние, выраженное в километрах, которое может пролететь самолет без заправки топливом. Дальность полета может бытьопределена как L = 3.6 ТV.

Для самолета с ТРД дальность полета определяется

Приведенные формулы отражают только принцип расчета

продолжительности и дальности горизонтального полета.

Набор высоты.

, Рис. 1.8. Схема сил, действующих на самолет при наборе высоты.

Режимом набора высоты называется установившееся равномерное прямолинейное движение самолета вверх по траектории, наклонной к горизонту (V = сопst; 0 0).

Схема сил и уравнения движения. В режиме набора высоты силы, действующие на самолет, условно приложены в центре тяжести (центре масс) (рис. 1.8). Вектор силы веса G действует вертикально вниз и в скоростной системе координат имеет составляющие G1=Gcosθ и G2 = Gsinθ. Сила тяги Р условно направлена в сторону полета. Подъемная сила Yа перпендикулярна потоку; сила лобового сопротивления Х_а — по потоку.

Равномерное прямолинейное движение возможно только при равновесии системы сил. Для равновесия сил в наборе высоты необходимо и достаточно чтобы сумма проекций сил на каждую из осей скоростной системы координат была равна нулю.

ΣFу = Yа- Gcosθ=0; ΣFx = Р- Gsinθ — Xа =0; т.е. Yа= Gcosθ, Xа =Р- Gsinθ .

Рис. 1.9. Тяга и мощность при наборе высоты.

Скорость при наборе высоты определяется уравнением:

Vнаб = Vг.п.

При одинаковых углах атаки скорость при наборе высоты несколько меньше, чем в горизонтальном полете, так как соs θ

При выполнении режима набора высоты необходима дополнительная тяга для уравновешивания составляющей силы веса.

Этот вывод подтверждает и анализ кривых потребной и располагаемой тяг (рис. 1.9, а), который свидетельствует о том, что при некоторой скорости полета возможно выполнение режима набора высоты, так как существует избыток тяги.

Мощность в наборе высоты измеряется работой силы тяги за 1 с, поэтому

Nнаб= Рг.п.V + ΔPV,

где Рг.п.V=Nг.п. — мощность, потребная для горизонтального полета; ΔPV = Δ N — избыток мощности.

При одинаковой скорости полета, мощность, необходимая для набора высоты больше, чем для горизонтального полета на величину избытка мощности.

Угол наклона траектории θ.Из формулы ΔР=Gsinθ видно, что угол наклона траектории зависит от избытка силы тяги и веса самолета

Анализ кривых потребной и располагаемой тяг (рис. 1.10, а) дает возможность определить, что ΔРmах создается при угле атаки близком к экономическому и поэтому максимальный угол наклона траектории θmax на αэк и Vэк

Угол наклона траектории при наборе высоты — важная характеристика маневренности самолета. Для самолетов ГА углы набора высоты не превышают 6-8˚

Максимальные скорости набора с увеличением угла наклона траектории уменьшаются. При увеличении угла наклона траектории максимальные скорости набора высоты уменьшаются.

Вертикальная скорость при наборе высоты — высота, набранная самолетом за 1 с.

Вертикальная скорость создается за счет избытка мощности, который определяет режим движения самолета. При увеличении высоты полета изменяется избыток мощности и поэтому изменяется вертикальная скорость (рис. 1.12).

Самолеты ГА могут выполнять набор высоты с вертикальными скоростями от 7—25 м/с (на малых высотах), до 3—10 м/с (на больших высотах).

Рис.1.10. Влияние θ режим набора высоты:

а — режим набора высоты при θ max;

б – влияние θ на Vmax при наборе высоты

Понятие о «потолке» самолета. Теоретический (статический) потолок — высота, на которой вертикальная скорость самолета стала бы равной нулю (см. рис. 1.11). Она представляет собой предел, к которому самолет, выполняя режим набора высоты, приближается, но достичь не может, так как вблизи потолка Vy → 0, следовательно, время набора высоты t → ∞

Практический (статический) потолок — высота, на которой вертикальная скорость самолета Vy = 0,5 м/с.

Рис.1.11. Зависимость вертикальной скорости от высоты.

Динамический потолок — высота, на которой кинетическая энергия самолета становится равной нулю. Он обычно выше статического. Дополнительная высота (динамическая добавка высоты) набирается за счет преобразования кинетической энергии самолета в

Скороподъемность самолета характеризуется временем набора заданной высоты. На величину вертикальной скорости, «потолка» и скороподъемности самолета большое влияние оказывают масса самолета, температура воздуха, возможность форсирования двигателей и другие факторы.

Поляра скоростей режима набора высоты представляет собой кривую, огибающую концы векторов Vнаб. Для удобства поляру переносят в прямоугольную систему координат с сеткой углов 0 (рис. 1.12, а). Каждая точка поляры соответствует определеному углу атаки.

С помощью поляры скоростей можно по известной скорости набора высотыопределить углы атаки и углы глиссады, а также вертикальную скорость V_у и горизонтальную скорость V_х.

Рис. 1.12. Поляра скоростей при наборе высоты: а — пользование полярой; б — характерные точки на поляре скоростей и режимы набора высоты

На поляре скоростей характерными являются следующие точки (рис. 1.12, б):

1— пересечения поляры с осью абсцисс: θ = 0; Vy = 0, следовательно, ΔР = 0, ΔN = 0; V_х max — точка соответствует максимальной скорости горизонтального полета;

II — касания поляры с прямой, параллельной оси абсцисс. Vy mах, следовательно, ΔN max, что имеет место при αнв и Vнв. Это режим наибольшей скороподъемности;

III — касания поляры с прямой, проведенной из начала координат: θmах, следовательно, ΔPmах, что имеет место при αэк и Vэк . Это режим наибольшего наклона траектории.

При одном угле наклона траектории набор высоты может совершаться в различных режимах:

Первый режим (от Vmax до Vэк) — при увеличении угла атаки α угол наклона траектории увеличивается;

Второй режим (от Vэк до Vmin) — при увеличении угла атаки α угол набора уменьшается.

Набор высоты осуществляется преимущественно на первом режиме, так как прямая зависимость между α и θ делает простым управление траекторией; отклоняя штурвал на себя, пилот обеспечивает одновременное увеличение α и θ. При больших скоростях полета самолет имеет хорошую устойчивость и управляемость. Набор высоты на втором режиме существенноусложняетуправление траекторией из-за обратной зависимости между α и θ. Полет происходит на больших углах атаки, малых скоростях, при пониженной эффективности рулей и плохой устойчивости самолета.

На режим набора высоты влияют следующие эксплуатационные факторы: тяговооруженность самолета, аэродинамическое качество К, потеря массы самолета в процессе полёта и метеорологические условия.

Уменьшение аэродинамического качества может происходить вследствие небрежного технического обслуживания, плохого ухода за обшивкой и остеклением или из-за обледенения самолета. При обледенении Рпотр возрастает дополнительно из-за увеличения массы самолета. Следовательно, необходимый для создания вертикальной скорости Vy избыток тяги при обледенении самолета резко уменьшается, так как ΔР = Ррасп — Рпотр.

Из метеорологических условий полета на режимы набора высоты наибольшее влияние оказывают давление и температура. Изменение этих параметров влияет не только на работу двигателей, но и на величину аэродинамических сил.

Снижение самолета.

Различают два вида снижения самолёта: планирование и моторное снижение . Режимом планирования называется равномерное прямолинейное (установившееся) движение самолета вниз по траектории, наклонной к горизонту, при отсутствии силы тяги. Моторным снижением является установившееся движение самолета вниз по траектории, наклонной к горизонту, при наличии силы тяги.

Схема сил и уравнения движения. Траектория планирования составляет с горизонтом угол, называемый углом планирования θ (рис. 1.13). Силы, действующие на самолет, взаимно уравновешены и считаются приложенными в центре масс. Подъемная сила Y_а перпендикулярна потоку (траектории), сила лобового сопротивления Х_а направлена по потоку, сила веса G — вертикально вниз. Сила тяги отсутствует (Р = 0). Следовательно, при планировании сила веса уравновешивается только аэродинамическими силами, а это возможно только тогда, когда вектор полной аэродинамической силы окажется направленным вертикально вверх и будет равным весу самолета G.

При планировании угол наклона траектории всегда равен углу качества, так как они образованы взаимно перпендикулярными сторонами: Y_а и Х_а — проекции полной аэродинамической силы соответственно на оси ОY_а и ОХ_а. G1 и G₂ — проекции силы веса на те же оси координат.

Уравнения равновесия на планировании запишутся как:

Рис. 1.13. Схема сил, действующих на самолет при планировании.

ΣFya = Ya – G1 =0; ΣFxa = G2 – Xa = 0;

или Y_а= Gcosθ условие прямолинейности полёта,

Х_а = Gsinθ условие равномерности полёта

Скорость планирования. Из формулы подъемной силы и условия прямолинейности составим систему уравнений и решим ее относительно Y_Пл.

Получим V_пл = V_гор. .

Следовательно, горизонтальный полет, подъем и планирование различаются только значениями угла θ.

Дальность планирования — это расстояние по горизонтали, проходимое самолетом за время планирования, Lпл = Нctgθ/ Угол планирования всегда равен углу качества, поэтому Lпл = НК. Эта формула справедлива только при отсутствии ветра.

При горизонтальном ветре дальность планирования

Где ±W — скорость попутного или встречного ветра, м/с;

t — время действия ветра (время планирования), с;

Н — высота планирования, м.

При попутном ветре дальность планирования увеличивается, а при встречном — уменьшается.

Поляра скоростей при планировании (рис. 1.14, а) представляет собой кривую, огибающую концы вектора скорости планирования. Поэтому каждая точка поляры соответствует определенному углу атаки. Отрезок прямой, соединяющий точку поляры с началом координат, — вектор скорости планирования V_пл. Проекция вектора Vпл на ось абсцисс представляет собой горизонтальную составляющую скорости планирования, а проекция на ось ординат — вертикальную составляющую скорости планирования V_у. Угол между V_пл и осm. абсцисс является углом планирования θ.

С помощью поляры скоростей можно по известной скорости полета V_Пл определить α, θ_Пл, Vх, Vу.

На поляре скоростей (рис. 1.14,б) характерными являются следующие точки:

1 — пересечения поляры с осью ординат соответствует углу атаки нулевой подъемной силы αо.

Рис. 1.14. Поляра скоростей при планировании:

а — пользование полярой; б — характерные точки на поляре скоростей и режимы планирования

V_уmax, θ = 9О°, самолет выполняет отвесное пикирование

II — касания поляры с прямой, проведенной из начала координат, соответствует наивыгоднейшему углу атаки α_Нв, при котором θmin, Kmax, Lпл.mах — наибольшая дальность планирования;

III — касания поляры с прямой, параллельной оси абсцисс, соответствует экономическому углу атаки, при котором Vymin, tпл.mах—наибольшая продолжительность планирования,

Режимы планирования. При одном и том же угле наклона траектории θ планирование может совершаться на разных режимах.

Первый режим планирования: увеличение угла атаки вызывает уменьшением угла планирования.

Второй режим планирования: увеличение угла атаки вызывает увеличение угла планирования.

Границей режимов является наивыгоднейший угол атаки, при котором угол планирования минимальный.

На углах атаки α>α_кр из-за срывного обтекания крыла коэффициент подъемной силы резко уменьшается. Подъемная сила становится меньше веса, и самолет парашютирует. При парашютировании самолет очень неустойчив, склонен к сваливанию на крыло и переходу в штопор.

Моторное снижение (снижение). Для снижения самолета обычно применяться моторное снижение, которое является установившемся снижением самолета при наличии силы тяги (рис. 1.15).

Подъемная сила Y_а так же, как при планировании, уравновешивает нормальную составляющую силы веса Gсоc θ, а сила лобового сопротивления Х_а уравновешивается суммой сил Р+Gsin θ. Скорость по траектории и дальность полета при скоростном снижении значительно больше, чем при планировании..

Рис. 1.15. Снижение самолета

2. НЕУСТАНОВИВШЕЕСЯ ДВИЖЕНИЕ САМОЛЕТА

Взлет самолета

Движение самолета считается неустановившимся, если на не­го действуют неуравновешенные силы, вызывающие изменение скорости по величине и по направлению.К этим режимам относятся взлёт, посадка, криволинейный полёт в горизонтальной и вертикальной плоскостях. Взлетом называется ускоренное движение самолета от начала разбега до высоты, на которой достигается безопасная скорость полета. Безопасной скоростью называется наименьшая скорость, при которой харак­теристики устойчивости и управляемости самолета достаточны для перевода самолета в установившийся набор высоты. Безопас­ная скорость на 25—30% больше минимальной.

Для современных самолетов применяют две схемы взлета: классическую для самолетов с поршневыми двигате­лями, при которой выдерживание производится на постоянной высоте; нормальную для самолетов с ТВД и ТРД, имеющих большой избыток тяги, при которой самолет после отрыва производит разгон с набором высоты .

Взлет самолетов с поршневыми двигателями осуществляется в четыре этапа: разбег, отрыв, выдерживание над зем­лей и набор безопасной высоты. Взлет самолетов с ТВД и ТРД состоит из разбега, отрыва и разгона с набором высоты.

Этапы взлета Р а з б е г необходим для создания подъемной силы, способной оторвать самолет от земли.

Разбег представляет собой прямолинейное ускоренное движе­ние. Во время разбега на самолет действуют сила тяги двигатель­ной установки Р, сила веса самолета G, сила нормального давле­ния N. сила трения колес Fтр сила лобового сопротивления Х_а, подъемная сила Y_а .

Рис. 2.1. Силы, действующие на са­молет при разбеге

Неуравновешенная сила ΔР = Р—(Х_а+ Fтр) создает ускорение движения. В процессе разбега силы, действующие на самолет, непрерывно меняются. На старте при V= О сила тяги Р и сила трения Fтр максимальны, а подъемная сила Y_а и лобовое сопро­тивление Х_а равны нулю. Увеличение скорости движения вызы­вает некоторое уменьшение тяги Р силовой установки, сила ло­бового сопротивления Х_а и подъемная сила Y_а увели­чиваются. Увеличение Y_а приводит к уменьшению (из- за уменьшения нормального давления) силы трения Fтр, но при этом неуравновешен­ная сила ΔР и создаваемое ею ускорение остаются почти постоянными.

Отрывом называется отделение самолета от зем­ли. При отрыве подъемная сила крыла становится несколько большие силы веса и самолет начинает двигаться криволинейно. Приближенно можно считать, что скорость отрыва на 10—15% больше минимальной скорости самолета.

Выдерживанием называется разгон самолета над зем­лей до скорости, достаточной для обеспечения нормальной ус­тойчивости.

Для этого пилот постепенно отклоняет штурвал от себя, уменьшая угол атаки, а следовательно, и коэффициент подъем­ной силы крыла. При этом происходит увеличение скорости. Самолеты с РД имеют очень большой избыток тяги, поэтому разгон осуществляется с набором высоты.

Набор высоты представляет собой ускоренное прямоли­нейное движение самолета вверх по наклонной к горизонту тра­ектории. Он начинается, как только скорость самолета на 15— 20% станет больше скорости отрыва. На высоте определённой РЛЭ данного типа убираются вначале шасси, а затем закрылки. После уборки механизации продолжается разгон самолета до наивыгоднейшей скорости набора высоты.

Взлетные характеристики. Основными взлетными характери­стиками самолета являются скорость отрыва, длина разбега и длина взлетной дистанции.

_| Скоростью отрыва называется скорость, при которой создается подъемная сила, обеспечивающая отделение самоле­та от земли

Тяга двигателей влияет прежде всего на избыток тяги, который определяет величину ускорения и длину разбега. Для получения максимального избытка силы тяги взлёт

полняется на взлетном режиме работы двигателей. Механизация крыла (щитки, закрылки и др.) позво­ляет при взлете уменьшить длину разбега. Выпуск закрылков увеличивает коэффициент подъемной силы С_Уа, за счет чего умень­шается скорость отрыва и длина разбега. При взлете очень важно иметь большое значение аэродинамиче­ского качества. Поэтому взлетные углы отклонения механизации крыла всегда меньше, чем посадочные.

Параметры воздуха. При повышении температуры, уменьшении атмосферного давления и плотности воздуха тяга си­ловой установки Р, избыток тяги ΔР и ускорение j на разбеге уменьшаются. Одновре­менно из-за уменьшения ρ увеличивается скорость отрыва, поэто­му время разбега, длина разбега и взлетная дистанция значи­тельно увеличивается.

Состояние поверхности ВПП характеризуется коэф­фициентом трения f колес о поверхность ВПП при разбеге.

Чем больше коэффициент трения, тем меньше ускоряющая сила Δ Р и больше длина разбега. При взлете с полосы, покрытой мокрым снегом, длина разбега и длина взлетной дистанции зна­чительно больше, чем при взлете с сухой бетонированной ВПП (при прочих равных условиях).

Направление и скорость ветра

Встречный ветер увеличивает местную скорость обтекания крыла, и на меньшей длине разбега самолет приобретает ско­рость отрыва. Попутный ветер увеличивает длину разбега. Боковой ветер создает боковую аэродинамическую силу (за счет скольжения и верти­кального оперения), стремящуюся развернуть самолет носом против ветра, и одновременно увеличивает подъемную силу и лобовое сопротивление на полукрыле со стороны ветра. Поэтому самолет стремится накрениться в направлении ветра, т. е. против разворота.

Уклон ВПП приводит к уменьшению или увели­чению ускоряющей силы за счет составляющей силы веса G2, которая вычитается из нее или складывается с ней, создавая от­рицательное или положительное приращение ускорения. При взлете самолета под уклон он приобретает большее ускорение и имеет меньшую длину разбега.

Аэродинам и ч е с к о е к а ч ест в о. При увеличении аэродинамического качества самолета создание подъемной силы, необ­ходимой для отрыва самолета, происходит при меньшем сопро­тивлении самолета, т. е. на меньшей длине разбега. Дляопредления длины разбега с учетом действия всех факторов используют специальные графики — номограммы.

Длиной р а з б е г а называется путь, проходимый самоле­том от начала старта до места отрыва самолета от земли.

Разбег можно считать равноускоренным движением: Lразб = Vсрtразб.

Средняя скорость и время разбега могут быть определены как:

Vср = Vотр/2; Lразб = Vотр/jср,

тогда Lразб = V²отр/ 2jcр.

где j — среднее ускорение на разбеге.

Длина разбега зависит от тех же факторов, от которых зави­сят скорость отрыва и ускорение самолета на разбеге. Длина взлетной дистанции — это проекция на гори­зонтальную плоскость пути, пройденного самолетом при выпол­нении разбега, отрыва, выдерживания и набора высоты до 10 7 м