Полет без крена со скольжением

Краткий курс лекций

"Практическая аэродинамика

боевого самолета"

 

 

АЭРОДИНАМИКА Ту-22М3

 

 

 

Учебное пособие написано в соответствии с учебной программой Балашовского ВАИ по курсу "Практическая аэродинамика боевого самолета" преподавателем кафедры аэродинамики и динамики полета Попковым Н.П.

Теоретический материал излагается в сжатой форме, с достаточной степенью строгости, приводится большое число проблемных вопросов, примеров и практических задач.

При изложении сложных вопросов, требующих длительных рассуждений, использовались схемы опорных сигналов, элементы проблемного обучения и элементы обучения по опорным точкам.

Учебное пособие предназначено для курсантов военных авиационных институтов и может быть рекомендовано летному составу строевых частей.

 

Вступление.

Ту-22М3 - этот изящный самолет, напоминающий своими очертаниями истребитель, на сегодняшний день является единственным в мире современным типом среднего бомбардировщика. Он длительное время являлся "камнем преткновения" на советско-американских переговорах по ограничению стратегических вооружений, став с 80 ^ых годов символом мощи бомбардировочной авиации.

 

Первый полет самолета состоялся 20 июня 1977 года, а в 1983 году он был принят на вооружение ВВС.

ТУ-22М3 предназначен для поражения наземных и морских целей сверхзвуковыми ракетами и авиабомбами днем и ночью в любых метеоусловиях.

В соответствии с договором об ограничении стратегических вооружений, подписанным между СССР и США, максимальный темп выпуска ограничивался 30 самолетами в год, однако с 1991 года объемы производства значительно сократились.

В результате исключения из состава российских ВВС физически и морально устаревших самолетов Ту-16 и Ту-22, а также неизбежного списания из-за выработки ресурса самолетов Ту-22М2, к концу 90-х годов Ту-22М3 остался единственным средним бомбардировщиком российских ВВС и самой массовой в мире машиной дальней авиации (до 1993 года выпущено 268 самолетов).

В 1992 году самолет Ту-22М3 был представлен общественности на международном авиасалоне в Фарнборо (Великобритания), где получил высочайшую оценку специалистов. Удивление зарубежных специалистов вызвала огромная масса боевой нагрузки самолета (24т), сравнимая лишь с боевой нагрузкой бомбардировщика В-52. Самолетов такого класса не имеют ВВС ни одной страны, кроме России. С 1992 года самолет Ту-22М3 с полным комплектом вооружения предложен на продажу зарубежным странам.

Самолет Ту-22М3 применялся на заключительном этапе войны в Афганистане, где наносил мощные бомбовые удары по скоплению войск противника. В 1987-1988 годах участвовал в разблокировании окруженного моджахедами города Хоста, в октябре 1988 года прикрывал вывод советских войск из Афганистана (широко применялись тяжелые бомбы ФАБ-1500 и ФАБ-3000).

На 1.01.96 года в ВВС России насчитывалось 100 самолетов Ту-22М3, а в ВМФ - 130. В настоящее время самолет Ту-22М3 является основным бомбардировщиком средней дальности Российских ВВС.

Несмотря на изменение международных реалий, в настоящее время Ту-22М3 сохранил свое значение как стратегическое ударное средство. Базируясь в глубине российской территории, он может держать под прицелом горячие точки как ближнего, так и дальнего зарубежья. Он может наносить "обезоруживающие" удары по противнику при малом времени реакции, оставаясь малоуязвимым для современных средств ПВО. Замедление темпов переоснащения российского флота новыми кораблями, неопределенность с программой авианосного флота увеличивают роль противокорабельной авиации берегового базирования. Все это делает Ту-22М3 одним из ключевых типов боевых машин авиационного парка России.

 

I. Аэродинамическая компоновка и аэродина-мические характеристики самолета.

 

1. Общая характеристика самолета.

Ту-22М3 – сверхзвуковой самолет дальнего действия с крылом изменяемой стреловидности (КИС), предназначен для нанесения мощных бомбовых и ракетных ударов в глубоком тылу противника (бомбовая нагрузка-24т, ракеты 3 ´ Х-22 или 10 ´ Х-15).

Первый полет совершил в 1977 году. Принят на вооружение в 1983 году. С большим успехом применялся в боевых действиях в Афганистане в 1987-1989 годах (боевых потерь не имелось).

 

Основные геометрические данные:

c,°	20°	30°	65°
,м	34.28	32.6	23.3
S, м2 с наплывом	183.6	186.4	175.8

Длина самолета - 42.46 м.

Высота самолета - 11.05 м.

 

 

Для аэродинамических расчетов принято:

S=163.38м², =26.35м, b_сах=7.121м.

 

Летные данные:

V_макс=2300км/ч (Н=13км, МФР, c=65°, m=92т)

Н_пр=14км (m=92т, МФР, c=65°, М=1.3)

Практическая дальность

L_пр=6800км (c=30°, V=850¸900км/ч)

L_пр=2000км (c=65°, V=1330км/ч)

L_пр=3350км (c=65°, V=850км/ч, Н=500м)

 

 

Основные эксплуатационные ограничения:

М_{макс.доп} (М_м.м.)=2.35 (c=65°)

V_{макс.доп} (V_пр^м.м.)=1020км/ч

=500км/ч

c, °	20°	30°	65°
nуэ (при нормальной эксплуатации)	1.6	2.0	2.0
nуэмакс (по прочности)	1.8	2.3	2.5
nуэмин

 

g_{макс.доп} =50° (c=65°)

 

2. Особенности аэродинамической компоновки

самолета.

Компоновка – рациональный выбор внешних формы и размеров частей самолета, их взаимного расположения, обеспечивающий заданные летно-тактические характеристики.

 

Основные требования к аэродинамической компоновке:

- большая дальность – более 6000км;

- возможность полета на дозвуковых и сверхзвуковых скоростях, на больших и малых высотах;

- возможность базирования на аэродромах 1–го класса.

 

а). Особенности аэродинамической компоновки крыла.

Крыло изменяемой стреловидности (КИС) позволяет наиболее полно реализовать преимущества стреловидного крыла и сгладить его недостатки:

 

1) Наличие эффекта скольжения.

Эффект скольжения – это наличие тангенсальной составляющей скорости V_t, которая не участвует в создании аэродинамических сил давления (в том числе подъемной силы). V_t способствует перетеканию пограничного слоя к концам стреловидного крыла и тем самым способствует его отрыву.

Следует помнить, что в создании подъемной силы на стреловидном крыле участвует только нормальная составляющая скорости V_n, поэтому при том же угле атаки и тех же критериях геометрического, динамического подобия подъемная сила стреловидного крыла всегда меньше, чем у прямого.

 

2) Наличие концевого (КЭ) и срединного (СЭ) эффектов.

 

КЭ – это поджатие струйки в горизонтальной плоскости, что приводит к увеличению местных скоростей и подъемной силы на концах стреловидного крыла.

СЭ – это расширение струек в горизонтальной плоскости, которое приводит к изменению подъемной силы в средней части крыла.

Концевой и срединный эффекты значительно уменьшают располагаемое значение подъемной силы, так как в то время, когда на концах крыла подъемная сила достигает своего максимального значения средняя часть крыла остается недогруженной.

 

3) Концевой срыв потока при a³a _доп (срывной подхват).

 

Перетекание пограничного слоя к концам стреловидного крыла (за счет эффекта скольжения) и увеличение пиков разряжения приводит к тому, что отрыв пограничного слоя зарождается не в средней части, как у прямого крыла, а на его концах. Отрыв пограничного слоя на концах стреловидного крыла приводит к смещению центра давления и аэродинамического фокуса вперед и появлению кабрирующего момента (срывноЙ подхват).

 

4) Эффект дозвуковой передней кромки при сверхзвуковых скоростях.

 

Каждая точка передней кромки крыла является источником слабых возмущений, которые распространяются внутри конуса слабых возмущений.

Образующая конуса является фронтом волны возмущения (ФВВ). При наличии серии фронтов волн возмущения сверхзвуковой поток до встречи с крылом плавно тормозится и поворачивается. Так как резкого торможения потока нет, то мощных скачков уплотнения не возникает, а волновое сопротивление значительно меньше, чем у прямого крыла при том же числе М полета.

 

 

5) Уменьшение относительной толщины профиля при увеличении стреловидности крыла.

 

При увеличении стреловидности крыла (c^­) увеличивается хорда по потоку воздуха, что в свою очередь приводит к уменьшению относительной толщины профиля () и уменьшению волнового сопротивления. Так при увеличении стреловидности крыла с 0° до 60° относительная толщина крыла уменьшается в 2 раза, а профильное волновое сопротивление уменьшается в 4 раза.

 

6) Плавное смещение аэродинамического фокуса на околозвуковых скоростях.

 

Причиной смещения фокуса назад при М>М_кр является появление и развитие сверхзвуковых зон на крыле. На стреловидном крыле в отличие от прямого, сверхзвуковые зоны развиваются не одновременно по всему размаху – вначале на концах, а только затем, при наличии больших чисел М, в области срединного эффекта. Неодновременное развитие сверхзвуковых зон приводит к плавному перемещению аэродинамического фокуса на околозвуковых скоростях, что в свою очередь благоприятно влияет на характеристики устойчивости и управляемости.

Крыло состоит из средней части крыла (СЧК) и подвижной (ПЧК). Поворотный узел расположен на 1/3 полуразмаха от оси, что дает:

 

- увеличение прочности и жесткости крыла;

- уменьшение веса крыла;

- незначительную перебалансировку самолета при изменении стреловидности (Dх_F£2%САХ, Dj_ст£1°).

 

На крыле размещены:

- 3 секции предкрылков (выдвижные, щелевые);

 

- 4 секции закрылков: двухщелевые, выдвижные, дифференциальные (выпуск и уборка закрылков сблокирована с выпуском и уборкой предкрылков);

 

- 3¸4 секции интерцепторов (поперечное управление, торможение в воздухе и на земле);

 

- аэродинамический гребень или перегородка (борьба с концевым срывом).

 

Крыло имеет коническую крутку (j_кон=4°), что позволяет:

- уменьшить нагрузку на концах крыла;

 

- уменьшить опасность концевого срыва;

 

- уменьшить балансировочные потери подъемной силы и тем самым увеличить аэродинамическое качество (DY_бал^¯, Х_а^¯, К^­).

 

Максимальная стреловидность крыла (c_макс=65°) выбрана из условия обеспечения режима дозвуковой передней кромки при максимальной сверхзвуковой скорости полета

 

Стыковка крыла с фюзеляжем выполнена без учета "правила площадей", так как "поджатие фюзеляжа" дает преимущество только на определенном расчетном числе М, а на других, за счет появления дополнительных вихрей (дозвуковые скорости) и скачков уплотнений (сверхзвуковые скорости), сопротивление самолета даже увеличивается.

 

 

б). Особенности аэродинамической компоновки фюзеляжа.

1) Острая удлиненная носовая часть для уменьшения волнового сопротивления Х_в (при сверхзвуковых скоростях образуются косые присоединенные скачки уплотнения (СУ)).

 

2) Хвостовая часть выполнена с малым углом конусности:

- на околозвуковых V уменьшается Х_в, так как местные сверхзвуковые зоны (МСЗЗ) слабые;

 

- отсутствует волновое рысканье.

 

 

3) Размещение выходных сопел уменьшает донное сопротивление (отсутствует), так как донный срез заполняется выходными газами.

 

в). Особенности аэродинамической компоновки воздухозаборника.

 

Воздухозаборник выполнен с горизонтальным клином, что обеспечивает устойчивую работу двигателя даже на больших a. Воздухозаборник является несущим (на сверхзвуковых скоростях прирост подъемной силы воздухозаборника DY_вз составляет до 6т). Прирост подъемной силы от воздухозаборников повышает аэродинамическое качество самолета (К^­ на 10%), но ухудшает продольную устойчивость самолета.

 

г). Особенности аэродинамической компоновки хвостового оперения.

Хвостовое оперение состоит из управляемого стабилизатора и киля с рулем направления.

 

Управляемый стабилизатор: c_ст=59.5°

- большая площадь стабилизатора (S_ст=S_кр/3) обеспечивает высокую эффективность, но увеличивает лобовое сопротивление (Х_а^­) и уменьшает аэродинамическое качество (К^¯);

- поперечное "V" стабилизатора составляет y_ст=+8°, что обеспечивает:

1) уменьшение опасности касания ВПП консолями стабилизатора на взлете и посадке;

 

2) уменьшение боковой нагрузки на вертикальное оперение при скольжении (см.рисунок).

 

Для обеспечения аварийного поперечного управления (при отказе интерцепторов) стабилизатор может работать в режиме "ножницы" с углами отклонения ±5¸6°. Большие углы отклонения стабилизатора в режиме "ножницы" недопустимы, особенно на больших приборных скоростях, из-за опасности разрушения хвостового оперения.

 

Киль:

- сравнительно небольшая площадь киля (S_к=33м²) увеличивает аэродинамическое качество самолета и его прочность;

- достаточная путевая устойчивость самолета (при малой площади киля) обеспечивается сравнительно небольшой стреловидностью (c_во=57°), и применением форкиля, который обеспечивает работу киля в режиме дозвуковой передней кромки до максимально допустимых чисел М полета.

3. Аэродинамические характеристики самолета

при малых числах М.

 

Аэродинамические характеристики - зависимости коэффициентов аэродинамических сил и моментов от угла атаки и числа М полета.

 

а). Зависимость коэффициента подъемной силы от угла атаки.

 

Рассмотрим Су_а=f(a) без учета упругих деформаций, влияния близости земли и балансировочных потерь.

 

Анализ:

1. До a_доп зависимость Су_а=f(a) линейна и выражается зависимостью:

Су_а= ,

где берется для соответствующей стреловидности крыла с учетом упругих деформаций и с учетом балансировочных потерь.

 

2. При увеличении стреловидности (c^­):

- ухудшаются несущие свойства (Су_а^a¯), так как уменьшается нормальная составляющая скорости, участвующая в создании подъемной силы;

- увеличивается допустимый угол атаки (a_доп^­);

- уменьшается прирост перегрузки при полете в болтанку (Dnу_б^¯);

- существенно ухудшаются взлетно-посадочные характеристики (ВПХ):

c^­ ® Су_a^¯ (a=const) ® V_пос^­

Dc=10° ® DV_пос=10км/ч

 

c	aо	aдоп	aкрАУАСП	Судоп	Суaтеор
20°	0.5	9.5		0.75	0.083
30°	0.5	9.5		0.7	0.08
65°	0.5			0.7	0.06

 

3. При a>a_доп - полет запрещен: появляется слабая тряска (может проявиться не ярко выраженная неустойчивость по перегрузке), при дальнейшем увеличении угла атаки наблюдается валежка и при углах атаки примерно a_св»19° (c=30°) возможно сваливание.

 

4. На самолете установлена система АУАСП.

Согласно ОТТ ВВС (a_доп-a_кр^АУАСП) ³ 2¸3°

c=65° ® (a_доп-a_кр^АУАСП)=12°–9°=3° (удовл.), то есть АУАСП своевременно предупредит о приближении к a_доп

c=30° ® (a_доп-a_кр^АУАСП)=9.5°–9°=0.5° (неудовл.), поэтому при c=30° запрещается превышать a по указателю 7.5°

c=20° ® (a_доп-a_кр^АУАСП)=9.5°–9°=0.5° (неудовл.). Полет при c=20° с убранной механизацией не рекомендуется.

 

Замечания:

На несущие свойства большое влияние оказывают балансировочные потери подъемной силы и упругие деформации крыла.

 

1). Балансировочные потери подъемной силы – это подъемная сила стабилизатора, направленная вниз, которая необходима для продольной балансировки самолета.

- DY_бал^­®Су_а^¯(a=const)®V_пос^­®L_пр^­

- DY_бал^­ ® Х_инд^­ ® V_нв^­

 

За счет изменения центровки дальность полета может уменьшается на 6%

(х_F–х_т)^­ ® DY_бал^­ ® L^¯

2). Упругие деформации крыла. Влияние упругих деформаций крыла на несущие свойства заключается в том, что из-за аэродинамической нагрузки концы крыла закручиваются на уменьшение углов атаки (до -8°), что и приводит к уменьшению подъемной силы всего крыла. При больших V_пр, Су_а^a уменьшается до 30%.

 

б). Поляра самолета.

Поляра — график зависимости коэффициента лобового сопротивления от коэффициента подъемной силы.

Теоретическая поляра (без учета балансировочных потерь и крутки крыла – "плоский самолет") имеет вид:

Сх_а=Схо_а+А×Су_а²

Для реального самолета уравнение поляры принимает несколько иной вид:

Сх_а=Сх_м+А×(Су_а – Су_м) ²,

где: Сх_м - минимальный Сх_а

Су_м - Су_а, соответствующий Сх_м

 

c	Схоа	А	Сунв(Н=0)	Кмакс
20°	0.02	0.09	0.5	15.5
30°	0.019	0.106	0.45	14.5
65°	0.016	0.18	0.3	11.5

 

Сх_м меньше Схо_а по следующей причине:

- из-за геометрической крутки крыла при a_о консоли крыла создают большую отрицательную подъемную силу и большое индуктивное сопротивление, которое можно уменьшить, увеличив подъемную силу (Су_а).

 

Анализ:

1. При увеличении стреловидности увеличивается индуктивное сопротивление

c^­ ® l^¯= »l_эф^¯ ® А^­= ® Сх_инд^­ (наклон поляры увеличивается) ® К_макс^¯, Су_нв^¯®V_нв^­

 

2. При увеличении стреловидности уменьшается безындуктивное сопротивление c^­ ® Сх_о^¯¯=Сх_тр^¯+Сх_вихр^¯

 

3. Смещение основ поляры влево и увеличение наклона при c^­ приводит к тому, что все поляры пересекаются в одной точке, что соответствует Су_а=0.21

Для средних полетных масс этому Су_а соответствует скорость V_гп= »750¸800км/ч

Вывод: На V<750км/ч выгодна c=30°, а на V>800км/ч - выгодна c=65°, даже на дозвуковых V.

 

Замечание: Внешние подвески существенно влияют на дальность полета самолета. Для учета этого вводится понятие ПЛС (показатель лобового сопротивления).

ПЛС » 17000×Схо_а

ПЛС=ПЛС_с-та+ПЛС_р-ты+ПЛС_б+…

 

Наименование	ПЛС
самолет
1р под фюзеляжем
2р под крылом

 

 

4. Влияние отклонения механизации крыла и близости земли

на АДХ самолета.

 

а). Закрылки.

При отклонении закрылков увеличиваются кривизна профиля крыла (f), площадь крыла (S) и кинетическая энергия пограничного слоя (Екин_пс), что приводит к увеличению Су_а и особенно Сх_а на данном угле атаки. В результате поляра сдвигается вправо за счет роста Сх_а и вытягивается вверх за счет увеличения Су_а. Так как Сх_а увеличивается в большей степени, чем Су_а, максимальное аэродинамическое качество уменьшается.

d_з^­ ® f^­, S^­, Екин_пс^­ ® Су_а^­, Сх_а^­­ ® поляра сдвигается вправо и вытягивается вверх.

 

При d_з^­ до 40° ® Су_а^­ примерно в 2 раза ® V_пос^¯. Так, например, для m=96т при выпуске закрылок в посадочное положение посадочная скорость уменьшается с 413 до 316км/час.

 

Для приближенных расчетов можно считать, что Dd_з=+10° ® DV_пос=-10км/ч

 

Замечание: При d_з^­ ® a_кр^¯ - необходим предкрылок.

б). Предкрылки.

 

При отклонении предкрылков:

- плавный вход потока на крыло, Екин_пс^­ ® a_кр^­, a_доп^­;

- М_{кр.закр}^¯ ® уменьшается вероятность разрушения крыла на больших приборных скоростях (см. рисунок)

- Су_а^¯ ® V_пос^­»15¸20км/ч.

 

Для исключения полета с отклоненными закрылками и неотклоненными предкрылками на самолете выполнена блокировка, которая обеспечивает выпуск закрылков только после того, как выпустились предкрылки. Т.е. при выпуске закрылков вначале отклоняются предкрылки, а затем закрылки. При уборке закрылков вначале убираются закрылки, а затем предкрылки.

 

Замечание: Отклонение механизации значительно ухудшает аэродинамическое качество самолета, в основном, за счет роста безындуктивного сопротивления.

 

c	dз	dпр	положение шасси	Кмакс
20°	0°	0°	ШУ	15.5
20°	0°	19°	ШУ
20°	0°	19°	ШВ	8.75
20°	23°	19°	ШВ	7.5
20°	40°	19°	ШВ

 

 

в). Влияние близости земной поверхности.

Близость земной поверхности влияет на обтекание крыла и горизонтального оперения. Особенно это существенно для самолетов с низкопланной схемой.

Экранирующий эффект земли снижает мощность концевых вихрей (U^¯) и уменьшает скос потока за крылом (e^¯), что приводит к уменьшению индуктивного сопротивления.

Кроме того, под крылом несколько увеличивается давление, что приводит к росту Су_а при том же угле атаки. Истинный же угол атаки (a_ист) несколько возрастает (Da=a_ист-a), поэтому происходит уменьшение a_кр и Су_макс.

 

5. АДХ с учетом сжимаемости воздуха.

 

а). С у_а ^a=f(М)

Анализ:

Рассмотрим влияние сжимаемости на несущие свойства при c=30°.

 

 

До чисел М=0.4¸0.6 Су_а»const, Су_а^a»const.

 

При М>0.6 на верхней поверхности развивается местная сверхзвуковая зона: Су_а^­, Су_а^a­.

 

При М>0.95 на нижней поверхности местная сверхзвуковая зона развивается интенсивнее, чем на верхней: Су_а^¯, Су_а^a¯.

 

 

Влияние на пилотирование.

1). При наличии b из-за разной фактической стреловидности полукрыльев МСЗ на них развивается несимметрично (поперечная неустойчивость (валежка), обратная реакция по крену при даче ноги).

При c=65° эти явления наблюдаются при М>1.4.

 

2). Су_доп=0.7 (c=30°¸65°) при всех числах М без внешних подвесок. Постоянство Су_доп обеспечивается увеличением передаточного числа от штурвала к интерцепторам при c>50°, что обеспечивает достаточную управляемость при Су_доп=0.7

 

 

б). Схо_а=f (М).

Анализ:

1. Фюзеляж. Максимальное сопротивление фюзеляжа при М=1.3 – мощный головной скачок уплотнения.

При М>1.3 наклон скачка уплотнения увеличивается, Сх_о фюзеляжа уменьшается.

 

2. Крыло. Максимальное сопротивление крыла при М=2.37, когда на передней кромке образуется скачок уплотнения (c=65°).

 

3. Несимметричное развитие на крыле и фюзеляже скачков уплотнения (волновой кризис) приводит к Схо_а»const для М=1.3¸2.37

 

 

в). А=f (М).

При дозвуковых скоростях полета коэффициент индуктивности (А) зависит от геометрических параметров крыла и профиля

На сверхзвуковых скоростях коэффициент индуктивности зависит от числа М полета:

Рост коэффициента индуктивности на трансзвуковых скоростях обусловлен уменьшением подсасывающей силы (Т).

 

 

г). Поляры самолета при различных числах М.

Изменение поляр при М^­ связано с развитием волнового кризиса и появлением волнового сопротивления.

 

При М£М_кр поляры накладываются одна на другую.

 

При М>М_кр:

- Схо_а^­ ® основание поляр смещается вправо;

- А^­ ® Сх_в.и.^­ ® увеличивается наклон поляр вправо;

- х_F^­ ® DY_бал^­ ® (Схо_а–Сх_м)^­

По полярам можно определить:

Су_нв ® V_нв, для заданного числа М.

К_макс^т - максимальное качество (теоретическое), которое не всегда может быть достигнуто в полете.

 

Проведя касательные ко всем полярам, можно получить зависимость К_макс^т=f(М).

За М_кр приняты такие числа М с которых наблюдается резкое уменьшение К_макс^т.

 

Замечание: Реальные К_макс^гп и V_нв горизонтального полета определяются по полетным полярам.

 

Анализ:

Для реализации максимального теоретического аэродинамического качества самолета при полете на различных числах М необходимо:

- полет с дозвуковыми скоростями выполнять при c=20°;

- полет с околозвуковыми скоростями выполнять при c=30°;

- полет со сверхзвуковыми скоростями выполнять при c=65°.

 

Следует иметь в виду, что реализация максимальных значений теоретического качества возможна только на определенных высотах. Значения максимального качества горизонтального полета для m=100т, c=65° приведены в таблице.

 

Н, км
Кгпмакс		10.5	6.9	5.8
Vнвпр
Мнв	0.7	0.8	1.1	1.3

 

Рассмотрим, как изменяется аэродинамическое качество горизонтального полета при изменении числа М, стреловидности крыла и высоты.

Анализ:

- для обеспечения наибольшего максимального качества на заданной высоте полета летчик должен установить оптимальную стреловидность крыла, а затем наивыгоднейшее число М;

- чтобы с подъемом на высоту обеспечить Кмакс_макс необходимо увеличить стреловидность крыла и наивыгоднейшее число М полета;

- полет при c=20° и 30° на Н>10км невыгоден.

 

Проблемные вопросы:

1. Перечислить преимущества и недостатки стреловидного крыла.

 

 

2. Назвать хотя бы три преимущества выдвижного, двухщелевого, дифференциального закрылка в сравнении с простым закрылком.

 

 

3. Объяснить необходимость применения выдвижного, щелевого предкрылка.

 

 

4. Объяснить необходимость применения конической крутки крыла.

 

 

5. Объяснить необходимость применения стыковки крыла с фюзеляжем без учета "правила площадей".

 

6. Объяснить необходимость применения на самолете управляемого стабилизатора.

 

7. Почему форкиль обеспечивает эффективность киля на больших сверхзвуковых скоростях?

 

8. Верно ли высказывание, что при увеличении угла атаки всегда увеличивается аэродинамическое качество, коэффициенты индуктивного сопротивления и сопротивления трения?

 

9. Верно ли высказывание, что при увеличении стреловидности крыла индуктивное сопротивление, наивыгоднейшая скорость и допустимый угол атаки увеличиваются?

 

10. Почему при увеличении стреловидности крыла безындуктивное сопротивление уменьшается?

 

11. Изобразить на одном графике две поляры самолета:

1 - без внешних подвесок, 2 – с внешними подвесками. Влияют ли внешние подвески на К_макс, V_нв и дальность полета?

 

12. Верно ли высказывание, что на посадке, в следствии влияния близости земной поверхности, скорость сваливания, Су, Су_макс, a_кр, a_о увеличиваются?

 

13. Объясните, почему при выпуске предкрылков Су^¯.

 

Решить самостоятельно:

1. Определить Vгп_пр, соответствующую Су_доп, если масса самолета 78000+1500×№п/п [кг], c=65°. Ответ представить в км/ч. (№п/п - номер по порядку в классном журнале).

 

 

2. Определить Vнв_пр, если m=78000+1500×№п/п [кг], c=65° (d_з=0°, ШУ).

 

3. Определить воздушную скорость горизонтального полета, если Vпр=550+15×№п/п [км/ч], Н=500×№п/п [м]. Ответ представить в км/ч.

 

 

4. Определить М_нв на высотах 4, 8, 12, 14 км, если Vнв_пр соответственно для этих высот и для m=100т равна 650, 650, 600, 600 км/час.

 

Ii. Прямолинейное установившееся движение

самолета.

 

1. Кривые Н.Е. Жуковского. Влияние эксплуатационных

факторов на кривые Н.Е. Жуковского.

Кривые Н.Е. Жуковского — совмещенные на графике в одинаковом масштабе кривые располагаемой тяги и лобового сопротивления.

 

а) Кривые располагаемых тяг.

Кривая располагаемой тяги — график зависимости располагаемой тяги двигателя от скорости полета на заданной высоте.

 

Располагаемая тяга - суммарная тяга всех двигателей, установленных на самолете, с учетом потерь (входное и выходное устройства, агрегаты…)

Р_р=2 × s × Р_дв,

где s=0.95 (Н=0, V=0) - коэффициент потерь.

 

Анализ:

При увеличении скорости полета в эксплуатационном диапазоне располагаемая тяга вначале уменьшается

Р_р^¯= m_c×Р_уд=m_c×(с₅-V^­),

а затем увеличивается из-за роста m_c ~ V³ .

С подъемом на высоту Р_р двигателя уменьшается из-за r_н^¯ ® m_c^¯.

С увеличением скорости на больших высотах Р_р увеличивается, а на малых высотах Р_р изменяется незначительно (Р_р » const).

Замечание: На Р_р существенно влияет t_н, особенно на форсаже. Dt=+1°С ® DР_р»-1%

б) Кривая лобового сопротивления

- это график зависимости лобового сопротивления от скорости полета на заданной высоте.

Хмин_а= »70кН

Замечание:

При М>М_кр Х_а резко возрастает из-за появления Хв_а, что приводит к отвалу кривой влево.

 

При увеличении стреловидности с 30° до 65°...

1. Схо_а^¯, Хо_а^¯, А^­= , Хинд_а^­® V_нв^­ с 540 до 650км/ч (m=100т).

 

2. К_макс^¯ ® Хмин_а^­ с 70 до 90кН (m=100т).

 

3. М_кр^­ ® V_кр^­ с 980 до 1100км/ч (m=100т).

 

4. Схо_а^¯ ® Х_а^¯ (V>780км/час) ®

® V_макс^­ с 1100 до 1300км/час (m=100т).

 

Замечание: При V<780км/ч (m=100т) Х_а^c=30°<Х_а^c=65°

При V>780км/ч (m=100т) Х_а^c=30°>Х_а^c=65°

С увеличением высоты...

1. V<V_кр - кривые лобового сопротивления накладываются друг на друга.

2. V>V_кр...

- М_кр=const

- V_кр^¯=М_кр^const ×а_н^¯

... отвал кривых лобового сопротивления, связанный с появлением DХв_а, происходит на меньшей скорости.

 

Замечание: На Н<8¸9км Vнв_пр, Хмин_а, Кгп_макс примерно постоянны.

На Н>8¸9км Vнв_пр^¯, Хмин_а^­, Кгп_макс^¯.

 

При увеличении полетной массы ® Хинд_а^­ ® кривая лобового сопротивления смещается вверх и вправо ® Vнв_пр^­~ , Хмин_а^­~mg.

 

Внешние подвески, отказ двигателя, выпуск шасси, отклонение предкрылков, закрылков, интерцепторов приводят к увеличению Хо_а и кривая лобового сопротивления смещается вверх и влево, при этом Vнв_пр^¯, Хмин_а^­.

 

 

2. Диапазон скоростей и высот установившегося

горизонтального полета (теоретический).