Чем можно измерить продолжительность полета
Альтиметр
Альтиметр, или как его принято называть – высотомер, является пилотажно-навигационным прибором для измерения высоты полета. Все высотомеры подразделяются на два основных типа по своему строению, а именно на радиотехнические и барометрические приборы.
В старину в качестве высотомера использовали элементарные угломерные приборы, которые позволяли определять высоту по космическим телам, таким как звезды или планеты.
Барометрический альтиметр
С помощью данного прибора возможно определение относительной высоты полета. Это устройство работает за счет измерения давления в атмосфере. Всем известно, что с поднятием на высоту атмосферное давление уменьшается. Именно за счет данного принципа и работает высотомер. В действительности он измеряет не высоту, а давление атмосферного воздуха, на основе которого определяется высота.
Конструктивно альтиметр представляет собой запаянную коробку, которая имеет мембрану. С изменением давления мембрана меняет свое положение. К ней между мембраной и стрелкой прибора существует соединение. В силу этого малейшие изменения мембраны отображаются стрелкой на проградуированной шкале.
Такие высотомеры установлены на летательных аппаратах с небольшой максимальной высотой полета. Прибор имеет сходство с часами, поскольку он имеет круглую форму и две стрелки. Основным отличием является то, что табло разделено на 10 секторов. Одна из стрелок, перемещаясь на одно деление, отмечает высоту в 100 метров, а вторая, меньшая, отмечает изменение высоты на 1 километр.
Более современные барометрические высотомеры позволяют измерять высоту до 20 километров над уровнем моря. Нужно отметить, что эта конструкция неофициально считается стандартом в авиастроении. Также существуют альтиметры с одной стрелкой, полный оборот на 360 градусов отвечает одному километру высоты.
Нужно отметить, что иногда необходима ручная настройка высотомера с учетом наземного давления на аэродромах, тем более когда они расположены в горных районах. Из-за неправильной настройки высотомера случилось много катастроф, риск увеличивается при нулевой видимости.
В странах СНГ принято устанавливать давление на приборе такое же, как и давление аэродрома, на который проводится посадка, это можно считать точкой отсчета. Западные страны в качестве точки отсчета высоты используют давление на уровне моря.
Еще одной точкой отсчета высоты является так называемая линия эшелона. Эшелон – это стандартное давление в 760 мм рт. ст., которое наступает на высоте. Это условная линия высоты с постоянным давлением. Данная условная линия отсчета высоты является стандартом для авиации всего мира. Нужно отметить, что посадка всех летательных аппаратов запрещена без уточнения атмосферного давления над аэродромом. Требования ИКАО гласят об обязательном наличии на борту диспетчерского альтиметра, который кроме показа высоты сигнализирует самолетному ответчику, все это позволяет авиадиспетчерам определить реальную высоту полета судна.
Существуют небольшие высотометры, которые используют десантники и парашютисты для прыжков. Данный прибор имеет небольшую массу и размер, корпус изготовлен из ударопрочного материала. Такие системы устанавливаются на парашютах. На данный момент используют и электронные приборы, которые сигнализируют о прохождении заданных высот.
Радиотехнический альтиметр
Высотометр радиотехнического типа позволяет отображать высоту полета за счет посыла электронной волны в направлении земли, после чего она отбивается и принимается прибором на борту самолета. Анализируется время возвращения сигнала, определяется высота самолета над поверхностью земли. Основным отличием от барометрического высотомера является то, что определяется реальная высота, а не относительная. Кроме того, это устройство отображает высоту с большей степенью точности.
Все же на практике прибор эффективен на небольших высотах, поскольку для большой высоты необходим мощный излучатель сигналов и соответствующее оборудование для фильтрации и устранения помех.
Система состоит из передатчика типа СВЧ и антенны, которая расположена на нижней части фюзеляжа самолета. Также имеются отражатели и приемники сигналов, система обработки и отображения на приборной доске в кабине пилотов. Радиотехнические альтиметры делятся на два типа. Первые работают на высотах до 1,5 километра в непрерывном режиме. Вторые работают в диапазоне от 1,5 и до 30 километров, но они функционируют в импульсном режиме. Все высотомеры имеют сигнальные системы малой высоты полета, которые звуком и светом сообщают о понижении высоты от предварительно заданной.
Недостатком данного прибора является то, что луч от передатчика направлен четко вниз. За счет этого эффективным радиотехнический альтиметр можно считать только на равнинной местности и совершенно бесполезным в горных районах. Кроме того, при большом крене машины прибор показывает завышенные показатели, что не отвечает действительности. Говоря о безопасности, необходимо отметить, что такие приборы подают мощные коротковолновые импульсы, которые наносят урон биосфере.
GPS-высотомер
В авиации высоту можно вымерять с помощью современных GPS-приемников. Этот прибор работает за счет посыла сигналов на несколько спутников, которые находятся на постоянных орбитах движения. Математические вычисления прибора позволяют точно определить координаты летательного аппарата и его высоту. Высота измеряется относительно модели земли типа WGS84. Нужно отметить, что прибор GPS работает со спутниками. Так с помощью связи с двумя спутниками можно установить точные координаты. Чтобы определить высоту полета, необходима связь с тремя спутниками. Работа высотомера GPS имеет значительно больше преимуществ, нежели барометрические и радиотехнические приборы, поскольку определение высоты не зависит от показателей давления, пересеченной местности и крена летательного аппарата.
Все же некоторые недостатки существуют и в таких приборах. При использовании на скоростных истребителях очень быстрое снижение не позволяет приборам отображать реальные показатели. В подобной ситуации вычислительному прибору необходимо время на отправление и получение сигнала от спутника, подобные задержки могут достигать одной секунды. Более новые модели GPS-альтиметров имеют возможность учитывать скорость снижения, что делает их более точными.
Для небольших высот более точными и надежными являются все же барометрические и радиотехнические высотомеры, поскольку на них не влияет отражение сигналов от поверхности и помех от наземных электрических систем.
Бытовые GPS-системы, которые используются в автомобилях или мобильных телефонах, могут иметь отклонение от точности на 10 метров, этого достаточно для эффективного ориентирования на местности. Военные и спецслужбы США используют закрытый и более точный канал GPS под названием L1, который позволяет измерять точность высоты до нескольких сантиметров.
Гамма-лучевой альтиметр
Принцип работы данного прибора основан на излучении изотопов 137 Сs или 60 Со, которые посылаются на поверхность и отбиваются обратно. Подобный прибор используется на небольших высотах в несколько десятков метров. Основным преимуществом является стабильность лучей, на которые практически не влияют помехи. Такой высотомер был установлен на космическом корабле «Союз» и обозначался как изделие «Кактус». Система была установлена на днище корабля и имела соответствующее маркирование радиационной опасности.
В итоге нужно отметить, что высота полета очень важна, поскольку точное ее определение позволяет обеспечить безопасность полетов. В силу этого подход к определению высоты должен быть комплексным и летательные аппараты должны иметь сразу несколько высотомеров разной конструкции. Только таким образом можно достичь точности вычисления. Экипаж самолетов проходит глубокую подготовку по работе с приборами, что позволяет анализировать все показания системы. Отказ одного из приборов высоты во время полета приравнивается к летному происшествию.
Приборы для измерения высоты и скорости полета
При полете летательного аппарата над поверхностью земли различают следующие высоты полета (рис. 160):
абсолютная высота — высота полета над уровнем моря;
относительная высота — высота относительно какого-либо определенного места на земле (например, места взлета, посадки и т. п.);
истинная высота — высота над пролетаемой местностью.
Для измерения высоты полета используется ряд методов, из которых наибольшее практическое применение получил барометрический, радиотехнический и акустический.
Акустический метод основан на измерении времени между посылкой с самолета кратковременного звукового импульса и возвращением отраженного от Земли сигнала (эхо). Поскольку скорость распространения звука в воздухе — величина постоянная, то измеренное время будет пропорционально высоте.
Радиотехнический метод, также как и акустический, основан на измерении времени прохождения радиоимпульса с самолета до земли и обратно. Оба эти метода позволяют определять истинную высоту полета.
Приборы, работающие на барометрическом принципе действия, до настоящего времени являются основными и называются барометрическими высотомерами. Принцип действия барометрического высотомера основан на измерении рис. 160. Относительная, истинная и аб — атмосферного давления, кото — солютная высота полета
рое однозначно связано с высотой. Барометрический высотомер дает возможность измерять только относительную высоту полета.
Зависимость давления от высоты определена стандартной атмосферой (СА), которая является условным законом изменения величин, характеризующих физическое состояние атмосферы с высотой, отсчитываемой относительно уровня моря. Стандартная атмосфера характеризуется следующими величинами: статическим давлением воздуха рст (мм рт. ст., кГ/м2 или мм зод. ст.);
абсолютной температурой Т (град. абс. нуля);
весовой плотностью или удельным весом воздуха у кГ/м3 или
массовой плотностью воздуха
-Ї — к Г — сек2/м’,
где§=9,81 м/сек2 — ускорение свободного падения; газовой постоянной R—29,27м/°С;
температурным градиентом высоты а (для широт СССР а=6,5°С на каждые 1 000 м или 0,0065°С/л/).
Зависимость перечисленных параметров СА от высоты графически представлена па рис. 161.
Изменение атмосферного давления в барометрическом высотомере измеряется с помощью анероидной коробки. Ее деформации, происходящие при изменении высоты полета, механическим способом передаются на стрелку прибора, — так упрощенно можно объяснить работу барометрического высотомера.
Рассмотрим изображенную на рис. 162 схему двухстрелочного высотомера, например, типа ВД-12, ВД-15, БД-17 и В Д-20 (цифрой 12, 15, 17, 20 обозначается диапазон измерения).
 |
По СА для СССР на уровне моря принято: статическое давление р0—760 мм рт. ст.= 10332,28 кГ/м3; абсолютная температура 7’0=273о+15°=288°; весовая плотность воздуха (соответствующая р0=760 мм рт. ст. я 7’о = 288°) уо= 1,2255 кГ/м3 массовая плотность воздуха
 |
В качестве чувствительного элемента (ПЧ) высотомера применяется анероидная коробка 10 или блок таких коробок. Она состоит из двух гофрированных упругих мембран, спаянных друг с другом по внешней окружности. Остаточное давление воздуха (после откачки) в полости анерондной коробки не превышает 0,15 мм рт. ст.
При увеличении высоты полета атмосферное давление уменьшается н анероидная коробка под действием упругих сил расширяется. При этом через тягу 9 и ось 8 перемещение подвижного центра анерондной коробки передается сектору 7. С помощью зубчатого зацепления сектор 7 поворачивает большую стрелку 4 прибора, а через редуктор 6 — маленькую стрелку 5.
При подъеме на каждые 1 000 м высоты большая стрелка 4 делает один оборот. Внешняя шкала 3 прибора отградуирована в сотнях и десятках метров. При подъеме на 20 км, например, стрелка высотомера ВД-20 делает 20 оборотов. Малая стрелка вращается в 20 раз медленнее и служит для отсчета количества километров высоты по внутренней шкале 2 прибора.
Высотомеры обладают методической погрешностью в связи с тем, что атмосферное давление (а, следовательно, и показания высотомера) меняется во времени. Для устранения этой погрешности с помощью кремальеры / стрелки прибора перед полетом
лстанавливаются на нуль. При этом поворачивается шкала 9 барометрического давления и в вырезе 14 внешней шкалы, против нижнего индекса, устанавливается значение барометрического давления в данный момент. Если в полете по шкале 13 установить величину давления места посадки, то показания высотомера будут действительны относительно этого места посадки. Показанное на рис. 162 (нижнем) положение стрелок при р = 760 мм рт. ст. соответствует высоте над уровнем моря 95 м.
При вращении ручки кремальеры 1 стрелки и шкала давления двигаются одновременно. Но если отвернуть гайку у основания ручки и вытянуть ручки на себя, то при вращении ручки будет вращаться только шкала давления. Эта операция необходима для первоначальной установки соответствия показаний стрелок и барометрической шкалы.
Методические погрешности высотомеров вызываются также изменениями температуры окружающего воздуха.
Конструктивные погрешности высотомеров возникают в результате воздействия изменений температуры, сил трения, гистерезиса мембран, неуравновешенности подвижных частей, неточности градуировки шкалы указателя и т. д. Уменьшение влияния этих факторов на точность показаний приборов достигается соответствующей технологией изготовления деталей прибора.
Для уменьшения влияния изменения температуры окружающей среды в высотомерах применяют специальные устройства температурной компенсации.
При скоростях полета, близких к скорости звука и превышающих ее, появляется дополнительная погрешность из-за возникновения скачков уплотнения воздуха перед входами приемника статического давления. Данная погрешность может быть уменьшена путем правильного выбора места установки приемника статического давления.
Индексы 11 и 12, связанные со шкалой давления, указывают Еысоту места взлета самолета относительно уровня, на котором давление равно 760 мм рт. ст., если стрелки прибора перед взлетом самолета установить на нуль.
У некоторых высотомеров (например, у ВДИ-30) имеется дополнительный индекс команд, который по сигналу с Земли или с другого самолета устанавливается на отметке шкалы прибора, на которую обращается внимание экипажа. Блок-схема системы управления индексом изображена на рис. 163.
Сигнал, пропорциональный задаваемой высоте, принимается приемником (П), усиливается усилителем У1 и сравнивается с
напряжением потенциометра обратной связи (ПОС). Напряжение с выхода сравнивающего устройства усиливается усилителем У 2 и поступает на электродвигатель ДИД-0,5, который перемещает индекс И указателя и щетку потенциометра обратной связи в сторону уменьшения рассогласования.
На самолетах и вертолетах, кроме высотомеров, находят применение сигнализаторы высоты, датчики высоты полета повышенной точности или просто датчики высоты полета. Все они используют барометрический принцип измерения высоты полета.
Сигнализатор высоты имеет пару электрических контактов, один из которых закреплен на подвижном центре анероидной коробки, а другой — на корпусе прибора. При достижении расчетной высоты контакты замыкают или размыкают электрическую цепь.
Датчики повышенной точности измерения высоты полета используются, например, в качестве датчиков высоты в автопилотах и других автоматических системах управления. Схема одного из таких датчиков приведена на рис. 164. Чувствительным элементом высоты служит блок анероидных коробок. Перемещение центра этого блока через рычажно-зубчатую передачу вызывает угловое перемещение обмотки W2 индукционного датчика.
К обмоткам W1′ и W1″ датчика подведено переменное напряжение. При перпендикулярном расположении оси обмотки W2 к оси обмоток W1′ и W1″ на выходе обмотки W2 напряжение отсутствует. В других случаях в обмотке W2 индуктируется э. д. с. сигнала, фаза и величина которой определяются знаком и величиной отклонения высоты. После усиления в усилителе У сигнал подается на управляющие обмотки WyI и Wy2 двигателя ДИД-0,5, который через редуктор Р1 поворачивает магнитопровод с обмотками W1’ и W1″ в направлении уменьшения напряжения сигнала, а через редуктор Р2 и электромагнитную муфту ЭММ — щетку
Рис. 164. Схема датчика высоты повышенной точности
потенциометра Я. Напряжение на выходе потенциометра пропорционально высоте полета.
Введение муфты ЭММ позволяет получать на выходе потенциометра Я напряжение, пропорциональное отклонению от заданной высоты полета. Для этой цели при выключенной муфте ЭММ щетка потенциометра Я с помощью центрирующих пружин устанавливается в средней части потенциометра Я. С изменением высоты следящая система работает как и прежде, но щетка потенциометра Я не изменяет своего положения. На заданной высоте полета включается муфта ЭММ. Теперь напряжение с выхода потенциометра будет пропорционально отклонению высоты полета от заданного значения.
У некоторых датчиков высоты полета (например, в датчиках высоты, применяемых в системе автоматической регулировки усилий АРУ) нет согласующей следящей системы, и центр анеронд — ной коробки через рычажно-зубчатую передачу непосредственно перемещает щетку выходного потенциометра.
Для исключения возможностей столкновения самолетов в воздухе при полетах в сложных метеорологических условиях на воздушных линиях СССР введена система эшелонирования полетов самолетов по высотам. Этой системой предусмотрены определенные высоты (эшелоны) в зависимости от направления полета.
Начальный эшелон определяется минимальной безопасной высотой полета, которая рассчитывается по специальной формуле, учитывающей рельеф местности, атмосферное давление на маршруте и поправки на показания высотомера. Это можно пояснить на следующем примере (рис. 165).
Для полета в западном направлении на участке Б—А минимально допустимая высота полета равна 1 200 м, а на участке В—Б 1 800 м, так как наивысшая точка местности в полосе по 25 км в обе стороны от линии пути на участке Б—А имеет высоту
250 м, а на участке В—Б 720 м. При полете иа восток высота начального эшелона на участке Б—В равна 1 500 м, а на участке А—Б 900 м.
Чтобы вести самолет на заданном эшелоне, пилот должен все время знать абсолютную высоту полета. Однако барометрический высотомер измеряет относительную высоту полета. Для того чтобы освободить экипаж от расчета методических погрешностей, принято на всех самолетах шкалы барометрического давления высотомеров после взлета устанавливать на 760 мм рт. ст. При этом высота, которую будет показывать высотомер, называется условной и обозначается /Дбо-
Условная высота не совпадает с истинной, относительной и абсолютной, но знание ее обеспечивает выдерживание заданных интервалов по высоте между самолетами, летящими в одном районе.
Поскольку р полете необходимо знать истинную и относительную высоты, то на самолетах часто устанавливают два барометрических высотомера, один из которых служит для определения истинной и относительной высот. Барометрическую шкалу этого высотомера устанавливают на давление у земли пролетаемой точки местности. У второго высотомера, служащего для целей эшелонирования, барометрическую шкалу устанавливают на давление 760 мм рт. ст.
Следует заметить, что с применением измерителя истинной высоты полета решение задачи эшелонирования полетов коренным образом упрощается.
Дальность и продолжительность полёта
Продолжительность полета (T) — это время пребывания самолета в воздухе от момента отрыва до момента приземления самолета.
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”.
Рис. 4.15 Профиль полета на дальность
Дальность полета включает в себя следующие составляющие:
В аэродинамике различают техническую и практическую дальность полета.
Под технической дальностью понимают расстояние по горизонтали, которое должен пролететь самолет
в условиях полного безветрия при израсходовании всего запаса топлива за исключением невырабатываемого остатка.
Невырабатываемый остаток — это то топливо, которое по какой-то причине не может быть выкачено из бака для подачи его в камеру сгорания двигателя.
Практической дальностью называется расстояние по горизонтали, которое пролетает самолет в условиях полного безветрия при израсходовании располагаемого запаса топлива.
Под располагаемым запасом топлива понимают все топливо за исключением невыработанного остатка и гарантийного запаса топлива.
Гарантийный запас предусматривается на тот случай, когда нужно обойти грозовую облачность, горы, вторично зайти на посадку и т. д.
Дальность и продолжительность полета определяются по следующим формулам:
L = 
; Т = 
q 
— километровый расход топлива, т.е. количество топлива, расходуемое на 1км пути.
q 
— часовой расход топлива, т.е. топливо, расходуемое за 1ч пути.
Простота этих формул кажущаяся, т.к. расходы топлива зависят от удельного расхода топлива, изменяемого в полете веса самолета, качества самолета К
и скорости полета.
Часовой расход топлива q 
определяется по формуле:
q = СеP= Се 
;
где Се – удельный расход топлива; Р = 
– тяга, необходимая для выполнения горизонтального полета;
Gср – полетный (средний) вес самолета.
Gср = 
где 
— взлетный вес самолета; 
— посадочный вес.
Километровый расход определяется по формуле:
= 
.
Тогда формулы для определения дальности и продолжительности примут вид:
L = 
T= 
.
Для самолетов с ТВД характеристикой силовой установки является мощность, а не тяга:
N=P 
V
Для ТВД часовой и километровый расходы топлива определятся по формулам:
Поэтому формулы для определения дальности и продолжительности полета самолетов с турбовинтовыми двигателями преобразуются в следующий вид:
L= 
T= 
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 скорости Vнв, так как при угле атаки αнв, при полете на котором обеспечивается эта скорость, аэродинамическое качество самолета максимально.
Tmax= 
Максимальная продолжительность самолета с ТВД будет обеспечиваться при минимальной мощности,
т. е. на экономической скорости полета. В этом случае
Tmax= 
Максимальная дальность имеет место на режиме полета, при котором величина 
имеет максимальное значение.
Расчеты показывают, что максимальное значение этой величины обеспечивается на крейсерскойскорости, 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» (рис. 4.15)
При попутном ветре дальность полета увеличивается, при встречном – уменьшается.
Вопросы для повторения
1. Какие признаки имеет установившееся движение самолета?
2. Каким образом уравновешиваются силы, действующие на самолет в горизонтальном полете?
3. От каких факторов зависит потребная для горизонтального полета скорость? Чем опасен полет при 
?
4. При каком угле атаки тяга, потребная для горизонтального полета, минимальная? Подтвердите свое мнение формулой.
5. Что называется избытком силы тяги?
6. Как изменяются угол атаки и избыток силы тяги, если при постоянном режиме работы двигателя скорость полета увеличивается от до 
?
7. Что называется избытком мощности? Зависит ли он от избытка силы тяги?
8. Какое влияние оказывает избыток тяги (или избыток мощности) на режим полета?
9. Как влияет масса самолета на потребную скорость и потребную силу тяги?
10. Как влияет масса самолета на продолжительность и дальность полета?
11. Чем различаются первый и второй режимы горизонтального полета?
12. Как влияет высота полета на избыток силы тяги ΔP, избыток мощности ΔN, минимальную скорость и диапазон скоростей горизонтального полета ΔV?
13. Каким образом уравновешивается силы при режиме подъема?
14. Для какого полета — горизонтального или подъема — нужна большая скорость?
15. В каком полете необходима большая подъемная сила? Почему?
16. Что называется вертикальной скоростью самолета при подъеме? За счет чего она создается?
17. Как влияет высота полета на вертикальную скорость?
18. Какое различие в понятиях теоретического, практического и динамического потолка?
19. Чем различаются первый и второй режимы подъема? Где граница этих режимов?
20. Когда используется режим снижения с работающими двигателями? Почему?
21. Каким образом уравновешиваются силы, действующие на самолет при планировании?
22. Какие факторы влияют на скорость планирования?
23. Какие факторы влияют на дальность планирования?
24. Когда самолет имеет наибольшую дальность планирования?
25. Чем характерны особые режимы планирования: парашютные, ответственное пикирование?
26. Чем различаются первый и второй режимы планирования, где граница между ними?
27. Как обеспечить условие H=const в горизонтальном полете?
28. Как обеспечивается условие 0=const при наборе высоты и при планировании?
29. Как обеспечивается условие V=const в горизонтальном полете, при наборе высоты, планировании?
30. Как и почему изменяются избыток тяги и максимальная скорость горизонтального полета при увеличении массы самолета?
31. Назовите факторы, влияющие на продолжительность и дальность полета.
32. Как и почему изменится ΔP; ΔN; ΔV при увеличении высоты полета?
33. Как направлен вектор подъемной силы в горизонтальном полете, при наборе высоты, планировании?
34. Как уравновешиваются силы, действующие на самолет при наборе высоты?
35. Как следует изменить угол атаки и угол наклона траектории, чтобы при неизменном режиме работы двигателей обеспечить разгон самолета при наборе высоты?
36. При какой из перечисленных ниже скоростей полета набор высоты невозможен, при ; 
; 
; 
? Почему?
37. Что называется перегрузкой самолета?
38. Когда возникают перегрузки и почему?
39. Как создается неуравновешенная сила, необходимая для выполнения виража?
40. Запишите формулу коэффициента перегрузки при вираже.
41. Как можно уменьшить радиус виража? Докажите формулой.
42. Почему для выполнения правильного виража подъемная сила должна стать больше веса самолета? Что для этого делается?
43. Влияет ли высота полета на радиус виража? Докажите.
Глава 5. Неустановившееся
движение самолета
Движение самолета считается неустановившимся, если на него действуют неуравновешенные силы, вызывающие изменение скорости по величине и направлению. Оно связано с реализацией различных траекторий полета самолета, которые определяются техническим заданием на проектирование (ТЗ). Наиболее сложные траектории реализуют самолеты, спроектированные и построенные специально для занятий авиационным спортом.
На рисунке 5.1. показан комплекс фигур высшего пилотажа самолета для воздушной акробатики
. 
Рис. 5.1. Комплекс фигур высшего пилотажа
На траектории полета показаны следующие фигуры высшего пилотажа:
1 – управляемая горизонтальная бочка;
2 – три четверти петли с полуоборотами на нисходящих под углом 45 
линиях;
3 –переворот на горке;
4 – петля Нестерова;
6 – один виток штопора;
7 – восьмерка с полуоборотами на нисходящих под углом 45 линиях;
8 – поворот на вертикали;
9 – восходящая управляемая бочка под углом 45 ;
11 — восьмерка с полубочкой на восходящих под углом 45 линиях;
12 – полубочка на восходящей вертикальной линии;
13 – фиксированная бочка на горизонтальной линии;
14 – одна четверть бочки на восходящей и нисходящей вертикальных линиях.
В ТЗ для самолетов различного назначения различна и так называемая «номенклатура режимов полета», однако для всех самолетов общими режимами являются режимы взлета и посадки.
Взлет и посадка являются наиболее ответственными и напряженными этапами полета самолета. К их характеристикам предъявляются жесткие требования по условиям безопасности, а схема выполнения обычно жестко регламентирована (НЛГС – 2). Скорости, дистанции, характеризующие маневры взлета и посадки, определяют возможность эксплуатации самолета с того или иного аэродрома. Рассмотрим взлет и посадку самолета.
Взлет самолета
Траектория полной взлетной дистанции самолета представлена на рис. 5.2.
Собственно взлет — это ускоренное движение самолета с момента старта до момента
одновременного достижения регламентируемых значений высоты Hбез и скорости Vбез, обеспечивающих безопасность взлета.
Безопасной высотой по международным нормам считается высота Нбез=10,7 м (НЛГС–2).
Рис. 5.2 Траектория взлета
Безопасной скоростью является скорость, на которой самолет обладает устойчивостью и управляемостью и может перейти к следующему этапу – начальному набору высоты.
Для самолетов применяют две схемы взлета (рис. 5.3):
· классическую для самолетов с поршневыми двигателями, при которой выдерживание производится на постоянной высоте;
· нормальную для самолетов с ТРД и ТВД, имеющих большой избыток тяги, при которой выдерживание не выполняется, а самолет сразу после отрыва производит разгон с набором высоты.
Взлет современных самолетов совершается по нормальной схеме. Практически весь разбег совершается на трех опорах при стояночном угле атаки αст. По достижении скорости подрыва носового колеса плавным движением щтурвала на себя пилот поднимает колеса передней опоры над ВПП и без выдерживания выводит самолет на взлетный угол атаки. Разница в скоростях подъема колес передней опоры и отрыва не превышает 15…20 км/час.
Рис. 5.3. Схемы взлета самолета: а) классическая; б) нормальная
При движении по ВПП кроме известной системы сил, действующих на самолет в полете, на него действуют силы реакции опор N и силы трения F (рис. 5.4).
Результирующая сила реакции опор N самолета зависит от соотношения между силой тяжести самолета G и подъемной силой Y 
:
N= Y 
— G.
При увеличении скорости движения по ВПП подъемная сила растет, а сила реакции опор уменьшается. При равенстве Y = G сила реакции опор становится равной нулю.
Результирующая силы трения колес зависит от коэффициента трения качения f и силы реакции опор:
Коэффициент f зависит от материала покрытия ВПП, ее состояния, метеоусловий, давления в пневматиках и т. д.
Рис. 5.4. Схема сил, действующих на самолет при разбеге:
а) реальная; б) приведенная к центру масс
Обычная методика взлета такова. На старте выпускается во взлетное положение механизация крыла. Получив разрешение на взлет, летчик переводит двигатели на взлетный режим, отпускает колесные тормоза и самолет начинает ускоренное движение по взлетной полосе в стояночном положении при 
. После достижения скорости подрыва носового колеса Vп.ст, при которой рули становятся достаточно эффективными, производится плавный подъем передней стойки шасси с увеличением угла атаки до 
. На скорости Vотр подъемная сила уравновешивает силу тяжести самолета и происходит его отрыв от поверхности ВПП. Далее самолет переводится в набор высоты с разгоном от скорости отрыва Vотр до безопасной скорости полета Vбез на безопасной высоте Hбез.
Таким образом, для современного самолета взлет состоит из следующих этапов:
2) отрыв от поверхности ВПП;
З) набор высоты с разгоном до безопасной скорости полета.
Разбег — это ускоренное движение самолета по земле до скорости отрыва. Этот этап необходим для создания подъемной силы, способной оторвать самолет от земли.
Путь, проходимый самолетом от начала старта до скорости отрыва, называется длиной разбега. Она определяет размер ВПП. Приближенно длину разбега можно определить по формуле:
L 
= 
;
где 
— стартовая тяговооруженность ;
f – коэффициент трения на разбеге;
j 
— среднее ускорение на разбеге.
Длина разбега самолетов с ТВД определяется по формуле
Lразб= 
.
Для уменьшения длины разбега применяют взлетно-посадочную механизацию, реактивные ускорители взлета, форсаж двигателей.
В конце разбега самолет достигает скорости отрыва Vотр, при которой можно безопасно оторвать самолет от земли и продолжать взлет.
Отрывом называется отделение самолета от земли.
Скорость отрыва определяется по формуле:
,
где Су 
— коэффициент подъемной силы, соответствующий углу атаки
; по статистике 
=9…11 
.
Набор высоты представляет собой ускоренное прямолинейное движение самолета вверх по наклонной
к горизонту траектории.
Взлет считается завершенным, когда самолет на высоте 10,7м над уровнем ВПП разгонится до безопасной скорости.
где Vсв – минимальная скорость, соответствующая полету на угле атаки αкр, для взлетной конфигурации самолета (т.е. с выпущенной во взлетное положение механизацией крыла).
Vсв= 
 |
Расстояние по горизонтали, проходимое самолетом за время набора безопасной высоты, определяется по формуле:
L 
=
Суммарный путь, пройденный самолетом с момента старта до набора безопасной высоты, называется взлетной дистанцией.
За взлетом следует начальный набор высоты до H=400 м со скоростью не менее Vбез, в ходе которого убирается шасси, переводится в основное полетное положение механизация. На высоте H=400 м скорость достигает значения 1,25 Vбез.
При подсчете полной взлетной дистанции Lполн. взл учитывается также дальность начального набора высоты до H=400 м.
Посадка самолета
Посадкой называется замедленное движение самолета, включающее в себе снижение с безопасной высоты полета, соприкосновение с землей и пробег по земле до полной остановки.
Заход на посадку (рис. 5.3) начинается с входа на высоте H=400 м в глиссаду. Снижение по глиссаде (участок 1 на траектории) идет со скоростью захода на посадку Vз.п. Управление при заходе на посадку происходит по радиосигналам ближнего приводного радиомаяка (БПРМ) и глиссадного радиомаяка (ГРМ)
и обеспечивает выход самолета к кромке ВПП на безопасной высоте посадки Hбез=15 м.
При заходе на посадку на высоте 300-400 м выпускается шасси, а на высоте 150-200 м закрылки.
Собственно посадка начинается на высоте 15 м, которая по нормативным документам является безопасной высотой посадки.
Рис.5.6. Схемы посадки
Во избежание срыва потока и перехода в область закритических углов атаки скорость самолета в момент достижения высоты 15 м должна быть на 25…30% больше скорости Vmin c учетом выпущенной в посадочное положение механизации:
Vбез пос =1,25…1,3 
Посадка включает в себя следующие этапы:
Препосадочное снижение самолета не является чистым планированием. Для обеспечения ухода самолета на 2-ой круг снижение выполняется с работающими двигателями. Заканчивается снижение нa высоте 6…10 м. Длина участка снижения определяется по формуле:
Lсн = Hбез 
К,
где К – аэродинамическое качество.
Как видно из формулы, для уменьшения участка снижения Lсн аэродинамическое качество самолета необходимо уменьшать. Но при этом надо помнить, что при уменьшении К планирование самолета становится более крутым (θпл=arc tg 
).
Выравнивание — криволинейный участок посадки, на котором угол наклона траектории θ и вертикальная скорость Vy уменьшаются до нуля. Заканчивается он на высоте 1-0,5 м над землей. Для выравнивания самолета пилот отклоняет ручку штурвала на себя, увеличивая угол атаки. Подъемная сила становится больше составляющей веса mgcos 
, что заставляет самолет двигаться криволинейно.
Горизонтальный участок выравнивания сравнительно невелик и может не учитываться при определении посадочной дистанции.
Выдерживание — практически горизонтальный участок посадки, предназначенный для уменьшения скорости до Vпос. На этом участке для поддерживания равенства 
летчик постепенно увеличивает угол атаки, доводя его до 
.
Длина выдерживания определяется по следующей формуле:
| Lвыд = |
Достигнув посадочной скорости Vпос, летчик прекращает увеличение угла атаки, подъемная сила становится меньше веса и самолет парашютирует на землю. Участок парашютирования очень мал и в расчет при определении посадочной дистанции не берется.
Пробег — это замедленное движение самолета по земле до полной остановки. Он является заключительным этапом посадки. После касания земли самолет совершает пробег на главных колёсах, после чего плавно опускается на переднее колесо и приступает
к торможению основных колёс.
На самолетах с ТРД применяют реверс тяги боковых двигателей, который эффективен в начале пробега. Длина пробега определяется по формуле,
’
где f=0,25— коэффициент трения.
Посадочная скорость – скорость самолета в момент касания земли – определяется по формуле:
,
где СY 
— коэффициент подъемной силы, соответствующий углу атаки 
.
Для современных самолетов 
или на 2…3 
меньше.
Для уменьшения длины пробега применяются: посадочная механизация, колесные тормоза, реверс тяги.
Посадочной дистанцией называется расстояние по горизонтали, которое проходит самолет от точки, соответствующей безопасной высоте посадки Нбез=15м, до полной остановки.
Длиной посадочной дистанции является сумма участков снижения (планирования), выдерживания
и пробега:
По статистике длина посадочной дистанции колеблется в пределах.
В настоящее время для транспортных самолетов приняты две схемы посадки (рис. 5.4).
По первой схеме (сплошная линия) самолет до высоты выравнивания снижается прямолинейно с V = Vз.п. =const. На криволинейном участке выравнивания скорость самолета гасится до Vвыд с уменьшением вертикальной скорости снижения практически до нуля. Траектория выравнивания как бы сопрягает глиссаду с траекотрией, почти параллельной поверхности ВПП. Выравнивание завершается на высоте Нвыд, с которой начинается этап выдерживания. На этом этапе скорость уменьшается до Vпос и самолет совершает приземление и пробег.
По второй схеме ( пунктирная линия) самолет с высоты Нпос движется по криволинейной траектории,
сопрягающей глиссаду снижения с линией, параллельной поверхности ВПП, с постепенным увеличением угла атаки, уменьшением высоты и скорости
полета до Vпос. Снижение завершается касанием
колес главных опор ВПП и последующим пробегом. Такая схема посадки характерна для самолетов, выполняющих посадку в полуавтоматическом и автоматическом режимах.
Вопросы для повторения
1. Какое движение самолета называется неустановившимся?
2. Что понимается под полным взлетом самолета?
3. Какие этапы включает в себя собственно взлет?
4. Чем отличается взлет реактивных самолетов от взлета поршневых? С чем это связано?
5. Чему равна безопасная высота взлета?
6. От каких факторов зависит скорость отрыва?
7. Как влияет масса самолета на его взлетные характеристики?
8. На какой высоте при взлете убираются шасси?
9. Что делается для уменьшения длины разбега?
10. Какие этапы включает в себя собственно посадка?
11. Почему не разрешается посадка самолета с выключенными двигателями?
12. Для чего при посадке необходим участок выдерживания?
13. Какие факторы влияют на величину посадочной скорости?
14. Что делается для уменьшения 
длины пробега?
15. Как изменяются силы, действующие на самолет в процессе разбега?
16. Как поведет себя самолет, если при планировании запустить двигатели? Почему?
17. Создается ли перезагрузка при взлете и при посадке? На каких стадиях?
18. Как изменяется движение самолета, если в горизонтальном полете возникает крен? Как можно сохранить высоту полета?
19. Какое движение будет совершать самолет, если при выполнение режима горизонтального полета произойдет отказ двигателя, расположенного в фюзеляже?
Раздел 3. УСТОЙЧИВОСТЬ
И УПРАВЛЯЕМОСТЬ САМОЛЕТА
Дата добавления: 2016-12-27 ; просмотров: 11672 ; ЗАКАЗАТЬ НАПИСАНИЕ РАБОТЫ