Характеристики горизонтального полета

 

- Скорость, необходимая для создания подъемной силы, равной весу самолета при полете самолета на данном угле атаки и данной высоте полета, называется потребной скоростью горизонтального полета.

По определению горизонтального полета У=G:

 

Решив это уравнение, найдем скорость, потребную для горизонтального полета:

Из формулы следует, что величина потребной скорости зависит:

- от веса самолета;

-площади его крыла;

- высоты полета; 

- коэффициента подъемной силы Су.

При полете на постоянной высоте(ρ= const) с заданной полетной массой скорость V _потр определяется только величиной коэффициента подъемной силы C_y и зависит от угла атаки α.

Потребной тягой для горизонтального полета называется тяга, необходимая для установившегося горизонтального полета.

Условиями горизонтального полета являются: Y=G, Р_п=Х. Тогда, разделив первое равенство на второе, получим

или    

Из формулы следует, что чем меньше вес самолета и чем больше его качество К, тем меньшая тяга потребуется для горизонтального полета. Из формулы также видно, что потребная тяга горизонтального полета зависит от квадрата скорости.

Потребной мощностью для горизонтального полёта называется мощность, необходимая для горизонтального полета на данном угле атаки.

Определяется по формуле:

N _потр = P _потр V _потр = .

Кривульки

На установившихся режимах летательного аппарата могут быть получены предельные параметры движения, на которых допускается выполнение безопасного полета. Они определяются с помощью аэродинамического расчета, то есть движения ЛА под действием внешних сил. Отдельно выполняется расчет дальности и продолжительности полета.

Имеются два метода аэродинамического расчета самолета – метод метод тяг и метод мощностей.

В основе обоих методов лежит сравнение потребных и располагаемых тяг или потребных и располагаемых мощностей в режиме горизонтального полета.

Методы разработаны Н.Е. Жуковским в 1900 году и основаны на графическом построении совмещенных зависимостей Р_потр(N _потр) и Р_р(N _р) от истинной скорости полета самолета с данной массой на заданной высоте.

Кривые Жуковского по тягам. Это совмещенные графические зависимости по
требных и располагаемых тяг от скорости полета (рис 6.2).

        

 

Рисунок 6.2 Кривые располагаемых и потребных тяг

 

Кривая располагаемой тяги 1 представляет собой характеристику силовой установки для тяги, построенную для определенного режима работы двигателя (см. Рисунок4.7 темы «Силовая установка самолета»). Она показывает, какую силу тяги способна создать силовая установка на данной высоте и скорости полета.

Кривая потребной силы тяги 2 показывает, какая сила тяги необходима для выполнения горизонтального полета на данной высоте и скорости полета.

Разность между располагаемой и потребной тягами при данной скорости полета называется избытком тяги Δ Р=Р_расп-Р_потр.

При Р_расп=Р_потр (Δ Р=0) силы, действующие на самолет, взаимно уравновешены, и самолет выполняет режим горизонтального полета (точка Б).

Если Р_расп>Р_потр , равновесие сил нарушается (точка А).Самолет при данной скорости и данном угле атаки будет набирать высоту.

При некоторой скорости полета Р_расп<Р_потр, нарушение сил приведет к снижению самолета (точка В).

По кривым Жуковского для тяг определяются характерные скорости горизонтального полета:

Ι – пересечение графиков Р_расп и Р_потр соответствует максимальной скорости горизонтального полета Vmax;

ΙΙ – касание графика Р_потр и прямой, параллельной оси ординат соответствует минимальной скорости горизонтального полета Vmin  на критическом угле атаки α_кр;

ΙΙΙ – касание графика Р_потр и прямой, параллельной оси абсцисс, соответствует наивыгоднейшей скорости горизонтального полета V нв на α_нв, при котором аэродинамическое качество максимальное (К_max).

 

Наивыгоднейшая скорость является границей двух режимов полета: 1-го и 2-го.

Первый режим полета является основным в эксплуатации, на нем самолет хорошо устойчив, управляем и отвечает всем требованиям безопасности поле-та. Полет самолета выполняется на больших скоростях.

Во втором режиме полет самолета выполняется на малых скоростях (боль-ших углах атаки), имеет плохую устойчивость, управляемость. Не рекоменду-ется в эксплуатации самолета.

Крейсерскую скорость горизонтального полета определяют проведением ка-сательной из начала координат кривых потребных и располагаемых тяг к кри-вой Р потр. На крейсерской скорости километровые расходы топлива минималь-ные, а дальность полета наибольшая.

Кривые Жуковского по мощности. Это совмещенные графические зави
си
мости потребных и располагаемых мощностей от скорости полета 

Рисунок 6.3 Кривые располагаемых и потребных мощностей самолета

 

Кривая располагаемой мощности 1 представляет собой характеристику силовой установки по мощности (см Рисунок4.9 темы «Силовая установка самолета»).

Кривая потребной мощности 2 дает возможность определить мощность, необходимую для выполнения горизонтального полета на данной высоте и скорости.

Разность между мощностями N _р и  N _потр называется избытком мощности Δ N.

 

По кривым располагаемой и потребной мощностей можно найти характерные скорости горизонтального полета:

- Максимальную V_max  на угле атаки α_Cxmin  – в точке пересечения кривых N _потр и N _р для максимального режима работы силовой установки(точка Ι);

- Минимальную Vmin на критическом угле атаки α_кр– в точке касания графика N _потр = f (V _ГП ) с прямой, параллельной оси ординат (точка ΙΙ);

-Наивыгоднейшую V_нв на наивыгоднейшем угле атаки α_нв - в точке касания графика с прямой, проведенной из начала координат (точка ΙΙΙ). Угол β для этой точки имеет минимальное значение: tg β _min =(N _потр / V) _min = G / K_max;

Экономическую V _эк  на экономическом угле атаки α_эк – в точке касания кривой N _потр с прямой, параллельной оси абсцисс(точка ΙV). На этой скорости потребная мощность минимальна, следовательно, полет выполняется при минимальном часовом расходе топлива;

-Крейсерскую V _кр для    крейсерского режима работы двигателя (точка V пересечения кривых N _потр и N _расп. Эта скорость составляет (0,8…0,9) V_max.

Разность между значениями максимальной и минимальной скоростей называется диапазоном скоростей установившегося режима полета Δ V = V_max - V_min.

26. Характеристики набора высоты и снижения.

Установившийся подъем - это прямолинейный полет самолета с набором высоты с постоянной скоростью.

Режим подъема характеризуется следующими параметрами:

- скоростью подъема V;

- углом подъема ;

- вертикальной скоростью V _у.

При подъеме на самолет действуют следующие силы, см. Рисунок7.1:

 

 

Рисунок7.1  Схема сил при подъеме

 

- сила тяги Р - в направлении движения;

-сила лобового сопротивления X - в направлении, обратном движению;

- составляющая сила веса G ₂ в направлении, обратном направлению движения;

- в направлении, перпендикулярном к траектории полета, действуют подъемная сила Y и составляющая силы веса G ₁.

Для выполнения равномерности и прямолинейности подъема все силы должны быть взаимно уравновешены:

P = X + G ₂ = X + G ∙ sin .

У=G cos - условие прямолинейности движения;

P= X =G sin - условие равномерности движения.

Характеристики самолета при подъеме

 

Скорость, потребная для подъема. Скоростью, потребной для подъема самолета V _под называется скорость, необходимая для создания подъемной силы, уравновешивающей составляющую веса, перпендикулярную траектории подъема на данном угле атаки.

Определяется из следующего уравнения: У= G cos = C_y V ² _под /2 S. Отсюда:

V _под = = V _гп .

Здесь V _гп – скоростьгоризонтального полета.

 

При одинаковых углах атаки скорость при подъеме несколько больше, чем в горизонтальном полете, так как cosθ < 1.

При подъеме с углом , не превышающим 20 – 25°, можно считать, что скорость, потребная для подъема, равна скорости, потребной для горизонтального полета.

Тяга, потребная для подъема. Тяга, необходимая при подъеме самолета на данном угле атаки, называется потребной тягой для подъема.

Из условия равномерности движения:

.

sin

q

×

+

=

G

Х

Р

ПОД

Если выполнять подъем самолета на тех же углах атаки, что и горизонтальный полет, уравнение можно записать так:

Из формулы следует, что для выполнения подъема требуется большая тяга, чем для горизонтального полета.

Избыток тяги  Р при подъеме используется для уравновешивания составляющей силы веса G ₂. Поэтому:

 

Этот вывод подтверждают кривые Жуковского (Рисунок6.2).

Если избыток тяги равен нулю (например, на максимальной скорости), то установившийся подъем самолета невозможен.

 

Мощность, потребная для подъема. Мощность, необходимая для обеспечения подъема самолета на данном угле атаки, называется потребной мощностью подъема.

Избыток мощности  N представляет собой разность между располагаемой и потребной мощностями, определяется на графике потребных и располагаемых мощностей (см. Рисунок 6.3).

Из анализа кривых Жуковского следует, что при одинаковой скорости полета потребная мощность для набора высоты больше, чем для горизонтального полета на величину избытка мощности Δ N.

 

Угол и вертикальная скорость подъема

 

Являются важными характеристиками подъема самолета. Они определяют маневренные свойства самолета при наборе высоты.

Угол подъема – это угол, образованный вектором скорости движения ЛА и линией горизонта. Это – угол наклона траектории полета (Рисунок7.2).

 

Рисунок 7.2 Треугольник скоростей при наборе высоты

 

 

Из уравнения Р= G ∙ sin     следует_, что угол подъема равен:

sin =Р/ G.

Из формулы следует, что угол подъема зависит от избытка тяги и силы тяжести самолета.

Из кривых Жуковского для тяг (Рисунок6.2) видно, что максимальный избыток тяги Р _max создается на экономическом угле атаки _эк и экономической скорости V _эк.

Вертикальная скорость подъема – это высота, набираемая самолетом за единицу времени.

Из треугольника скоростей (Рисунок7.2) и формулы  Р= G ∙ sin  определим  sin и составим систему уравнений:

sin = V_y / V;  sin = Р /G.

 

 

Решив ее относительно V_y, получаем:   

V_y = N / G.

 

Из анализа формулы  следует, что:

вертикальная скорость увеличивается при увеличении располагаемой тяги и уменьшении сопротивления самолета;

вертикальная скорость уменьшается при увеличении массы;

вертикальная скорость уменьшается с увеличением высоты. Диспетчер должен помнить, что вертикальная скорость самолета уменьшается наиболее интенсивно на высотах более 11 000 м, так как располагаемая тяга двигателей с этой высоты уменьшается резче из-за постоянства температуры воздуха;

вертикальная скорость уменьшается при увеличении температуры, на-пример, при увеличении температуры на 10° Vy уменьшается на 10 – 15%;

вертикальная скорость увеличивается при увеличении аэродина-мического качества;

вертикальная скорость уменьшается при увеличении массы самолета

 

Снижение может производиться как при наличии тяги, так и при ее отсутствии. Моторное снижение выполняется с целью подвода самолета к земле и последующей посадки. Благодаря использованию тяги двигателей значительно уменьшается вертикальная скорость, увеличивается дальность снижения. В случае необходимости выполняется скоростное (экстренное) снижение, а также уход на второй круг.

При планировании на самолет действуют сила веса самолета G и полная аэродинамическая сила R.

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

Здесь _пл – угол планирования самолета.

Полная аэродинамическая сила R раскладывается на:

- подъемную силу У, уравновешивающую силу G₁;

- силу лобового сопротивления, уравновешивающую силу G₂.

Линии действия всех сил, действующих на самолет, пересекаются в его центре тяжести.

Все силы должны быть взаимно уравновешены, и самолет в этом случае будет двигаться по инерции (Рисунок8.1).

 

Рисунок8.1 Схема сил, действующих на самолет при планировании

 

Условием прямолинейности движения является равенство сил Y и G₁:

Условием равномерности движения является равенство сил G₂ и X:

При отсутствии тяги уравнения движения при планировании будут иметь вид:

,

Полная аэродинамическая сила R при планировании всегда направлена вверх и равна полетному весу самолета:

Характеристики планирования

 

Потребная скорость планирования. Потребной скоростью планирования называется скорость, необходимая для создания подъемной силы, равной составляющей веса самолета G cos :

Максимальная скорость планирования может превышать максимальную скорость горизонтального полета.

Предельная скорость полета самолета на планировании - это скорость установившегося пикирования на угле атаки нулевой подъемной силы:

Предельная скорость планирования при отвесном пикировании превышает максимальную скорость горизонтального полета почти в 3 раза. На практике ее достичь невозможно из-за ограничения прочности самолетов.

Угол планирования. Угол, образованный вектором скорости (траекторией) планирования и линией горизонта, называется углом планирования _пл (см. Рисунок 8.1).

Для определения угла планирования запишем уравнения движения самолета в следующем виде:

G Sinθ = X;

GCos = Y

 

Разделив первое равенство на второе, получим:

 

 

Сравнивая данную формулу с формулой аэродинамического качества, можно сделать вывод, что угол планирования равен углу качества: _пл= _кач.. 

Из формулы видно, что угол планирования зависит только от аэродинамического качествасамолета.

Минимальный угол планирования достигается при наивыгоднейшем угле атаки α_нв, когда аэродинамическое качество самолета достигает максимального значения:

Угол планирования можно определить графически по поляре самолета (если она построена в одинаковых масштабах для С_У и С_Х), проведя из начала координат вектор  к соответствующей точке кривой (Рисунок3.22,а). Угол, образованный вектором  и осью Су, покажет величину угла планирования.

Минимальный угол планирования _мин получим, проведя касательную к кривой из начала координат.

Так как качество самолета зависит только от угла атаки, то, следовательно, угол планирования от высоты полета и веса самолета не зависит.

Вертикальная скорость планирования.  Высота, которую самолет теряет при планировании за единицу времени, называется вертикальной скоростью планирования (Рисунок 8.2):

 

Рисунок 8.2 Вертикальная скорость планирования.

 

Из

Рисунок 8.2 можно определить, что . Если раскрыть формулу, то получим:

.

27. Полная взлётная дистанция. Взлётные характеристики.

 

Взлетом называется ускоренное движение самолета от момента начала разбега до набора высоты 25 м.

 

Рисунок 9.1 Элементы взлета самолета     

Взлет включает в себя три этапа (Рисунок9.1): разбег по земле, отрыв и набор безопасной высоты H _без. По международным нормам для пассажирских самолетов H _без =10,7м; для других типов самолетов принимают H _без =25м.

Взлет представляет собой один из видов неустановившегося движения.   

Взлетные характеристики самолета

 

К ним относятся:

- длина разбега L _раз;

- скорость отрыва V _отр;

- длина взлетной дистанции L _взл.

Длиной разбега называется путь, проходимый самолетом от момента страгивания до точки отрыва от земли.

Длина разбега является одной из главных характеристик, по которой определяют размер взлетно-посадочной полосы. Она рассчитывается по формуле:

L _раз = V ² _отр /2 j _ср,

где V _отр – скоростьотрыва;   j _ср – среднееускорение при разбеге.

Как следует из формулы, длина разбега зависит от скорости отрыва и величины среднего ускорения на разбеге.

Скоростью отрыва самолета называется скорость, при которой достигается подъемная сила, необходимая для отрыва от земли. Определяется по формуле:

,

где C_{y отр} – коэффициент подъемной силы на угле атаки α_отр  в момент отрыва, с учетом  механизации крыла.

Из формулы также видно, что скорость отрыва зависит от удельной нагрузки на крыло  и плотности воздуха ρ.

 

Взлетной дистанцией называется путь, проходимый самолетом от начала разбега до момента набора высоты 25 м.

Взлетная дистанция включает в себя длину разбега и воздушный участок пути от места отрыва до места набора высоты 25 м (см. Рисунок9.1):

L _взл = L _раз + L _воз.

Длина воздушного участка зависит от угла набора высоты и определяется по формуле:

_,

где - угол набора.

Чем меньше угол подъема, тем больше длина воздушного участка, тем больше взлетная дистанция.

После отрыва на воздушном участке производится выдерживание с постепенным отходом от земли и разгоном скорости. Все движение требует избытка тяги, т. е. ускоряющей силы. На воздушном участке эта сила определяется по формуле:

Р= Р - Х - G Sinθ,

где Р – избытоктяги (ускоряющая сила).

 

 

28.  Полная посадочная дистанция. Посадочные характеристики.

Посадкаявляется завершающим этапом полёта и представляет собой замедленное движение самолета с высоты 25 м до полной остановки после пробега по земле.

Посадка состоит из следующих этапов (Рисунок 10.1):

- планирования (снижения);

- выравнивания;

- выдерживания;

- приземления (парашютирования);

- пробега.

 

 

Посадочные характеристики самолета

 

К ним относятся:

-посадочная скорость V _пос;

-длина пробега L _пр;

-посадочная дистанция L _пос.

Посадочной скоростью называется скорость в момент приземления. Она определяется по формуле:

,

где C_{y пос} – коеффициент подъемной силы на угле атаки α_пос в момент касания земли,с учетом работы механизации крыла._.

Из формулы видно, что посадочная скорость зависит также от удельной нагрузки на крыло  и плотности воздуха ρ.

С приближением к поверхности земли начинает сказываться эффект экранирующего влияния земли («воздушной подушки»). Происходит как бы увеличение плотности воздуха. С учетом этого можно записать:

 

где 0,94 - коэффициент, учитывающий близость земли.

Из формулы следует, что зависимость посадочной скорости от веса самолета, атмосферных условий и коэффициента подъемной силы такая же, как и для скорости отрыва для взлета.

У всех самолетов посадочная скорость меньше скорости отрыва. Это объясняется тем, что посадочный вес самолета меньше веса взлетного.

Задача. Как изменится посадочная скорость самолёта, если при отклонении закрылков коэффициент Су увеличивается от 0,7 до 2,8?

Длиной пробега L _пр называется расстояние, проходимое самолетом по земле от момента приземления до полной остановки.

На пробеге, кроме аэродинамических сил У и Х, на самолет действует сила трения колес о землю F = F ₁ + F ₂ (Рисунок10.4).

По мере уменьшения скорости подъемная сила и сила лобового сопротивления уменьшаются, а силы реакции земли N ₁ и N ₂ увеличиваются.

Рисунок10.4 Силы, действующие на пробеге

 

Силами, замедляющими движение на пробеге, являются сила трения колес о землю F и сила лобового сопротивления Х.

 Длина пробега определяется по формуле:

 

Здесь: V _пос - посадочная скорость;

 i_СР = -g  - среднее ускорение торможения, зависящее от состояния ВПП и использования тормозов.

Из формулы видно, что для уменьшения длины пробега необходимо уменьшать посадочную скорость (V_пос) или увеличивать тормозящие силы Х и F за счет применения тормозных устройств на колесах шасси или реверса тяги. 

Посадочной дистанциейназывается расстояние по горизонтали, проходимое самолетом от начала снижения с границы аэродрома до полной остановки после пробега (см. Рисунок10.1).

Посадочная дистанция включает в себя воздушный участок и движение по земле: 

L _{пос.дис} = L _сниж + L _выр + L _выд + L _пр или L _{пос.дис} =(1,2 ÷2,5) L _пр.

Величина посадочной дистанции определяет границы безопасной посадки самолета.

29.  Продольная статистическая устойчивость по перегрузке.

Продольной устойчивостью самолета называется способность его сохранять заданный режим полета в состоянии продольного равновесия и самостоятельно возвращаться к нему после воздействия на самолет внешних возмущений.

Продольная статическая устойчивость по перегрузке - это способность самолета создавать статические моменты, направленные на восстановление исходного угла атаки (перегрузки).

Устойчивый по перегрузке самолет имеет стремление в первый момент после возмущения восстановить угол атаки.

Проявление устойчивости по перегрузке показано на р

Рисунок 13.2.

При случайном увеличении угла атаки на величину   возникает приращение  подъемной силы  Y, приложенное в фокусе самолета. Поведение самолета будет зависеть от взаимного расположения фокуса и центра тяжести.

Рисунок 13.2 Объяснение продольной статической устойчивости самолета по перегрузке

При расположении фокуса позади центра тяжести самолета увеличение угла атаки приводит к появлению стабилизирующего момента (пикирующего), под действием которого приращение угла атаки  уменьшается и самолет стремится вернуться в исходный режим. В этом случае самолет статически устойчив по перегрузке.

При расположении фокуса впереди центра тяжести самолета увеличение угла атаки приводит к появлению дестабилизирующего (кабрирующего) момента, под действием которого приращение угла атаки  возрастает еще больше. Самолет будет увеличивать угол атаки и перегрузку до выхода на режим сваливания. В этом случае самолет в продольном отношении неустойчив по перегрузке.

Выводы: -Условием продольной статической устойчивости самолета по перегрузке является расположение фокуса самолета позади его центра тяжести;

Самолет, обладающий устойчивостью по перегрузке, быстро прекращает колебательное движение. Особенность поведения устойчивого самолета при нарушении равновесия состоит в том, что он быстро восстанавливает угол атаки и перегрузку исходного режима, но не восстанавливает исходный угол наклона траектории и угол тангажа.

30.  Продольная статистическая устойчивость по скорости.

 

Устойчивость по скорости проявляется медленно и может привести к изменению скорости, если летчик не вмешивается в управление самолетом.

 

Продольной устойчивостью по скорости называется способность самолета восстанавливать скорость полета и угол наклона траектории исходного режима.

Самолет, обладающий устойчивостью по перегрузке, быстро прекращает колебательное движение. Особенность поведения устойчивого самолета при нарушении равновесия состоит в том, что он быстро восстанавливает угол атаки и перегрузку исходного режима, но не восстанавливает исходный угол наклона траектории и угол тангажа.

Поэтому дальнейшее движение связано с отклонениями самолета от траектории установившегося полета. Это сопровождается изменением скорости и высоты. Интерес представляет, как самолет реагирует на изменение скорости сразу после устранения возмущений. Эта тенденция зависит от статической устойчивости по скорости.

Всякое изменение скорости полета из-за какой-либо случайной причины сопровождается изменением аэродинамических сил и моментов. Если при увеличении скорости полета подъемная сила увеличивается, то появляется избыток ее  Y, траектория движения искривляется вверх. Это ведет к уменьшению скорости.

Уменьшение скорости у статически устойчивых самолетов сопровождается уменьшением подъемной силы, искривлением траектории полета вниз. При снижении скорость полета увеличивается. В обоих случаях самолет стремится восстановить исходную скорость полета.

То есть, условием статической устойчивости самолета по скорости является увеличение подъемной силы при увеличении скорости, и наоборот:

-При  самолет устойчив по скорости;

-При  самолет неустойчив по скорости.

Статическая устойчивость самолета по скорости определяет только начальную тенденцию в движении самолета при нарушении его равновесия.

Изменение скорости полета сопровождается и изменением угла атаки.

Продольная динамическая устойчивость самолета определяется соотношением между статическими и динамическими моментами (моментами инерции и моментами демпфирования).

В зависимости от степени демпфирования продольное движение может иметь колебательный характер. При слабом демпфировании колебания самолета будут затухать медленно и потребуется длительное время для восстановления равновесия.

Выводы: -Условием продольной статической устойчивости самолета по перегрузке является расположение фокуса самолета позади его центра тяжести;

- Об устойчивости самолета по скорости летчик может судить по изменению усилий на ручке управления или по отклонению руля высоты;

-Органом продольной устойчивости самолета является стабилизатор.

31.  Центровка самолёта. Эксплуатационный диапазон центровки.

Расстояние от центра тяжести до начала средней аэродинамической хорды (САХ), выраженное в процентах ее длины, называется центровкой самолета(Рисунок12.3).

где x_Т  - расстояние от центра тяжести до носка САХ, м(мм);

b _САХ - длина САХ, м(мм).

 

 

Рисунок12.3 Положение центра тяжести самолета

При изменении загрузки самолета, при изменении полетного веса самолета меняется положение центра тяжести, следовательно, меняется и центровка самолета.

Перемещение грузов внутри самолета в полете также сказывается на положении центра тяжести. При размещении грузов в носовой части самолета центровка становится более передней, размещение грузов в хвостовой части смещает центровку назад, она становится более задней.        Центровка является важной характеристикой самолета, связанной с его балансировкой, устойчивостью и управляемостью. Поэтому для каждого самолета назначается разрешенный диапазон центровок.

Изменение центровки от размещения дополнительного груза можно рассчитать следующим образом. Например, если на самолете весом G с центровкой x_Т  добавляется груз весом ∆G, новое положение центра тяжести определяется по формуле: 

∆х =  ,

где х - смещение центра тяжести, l - расстояние от груза до центра тяжести.

Необходимо следить, чтобы новая центровка не выходила из диапазона эксплуатационных центровок, предусмотренных Инструкцией по эксплуатации данного самолета.

Предельные центровки. Предельно передней центровкой называется центровка, при которой самолет может выйти на посадочный угол атаки с данным отклонением руля высоты.

У современных самолетов предельно передняя центровка лежит в пределах 10-20% САХ.

Средством, позволяющим применять более переднюю центровку, служит управляемый в полете стабилизатор.

Предельно задняя центровка назначается, исходя из требований достаточной устойчивости самолета. Это зависит от предельного положения фокуса самолета.

Центр тяжести должен располагаться впереди фокуса. Если центр тяжести и фокус совпадают, центровка называется критической.

Разность между предельно задней и предельно передней центровками называется диапазоном центровок. Разность между критической и предельно задней центровками называется запасом центровки.

32.  Продольная балансировка самолёта. Балансировочные кривые.

Балансировкой самолета называется процесс выдерживания равновесия в полете. Для этого необходимо уравновесить все моменты, действующие относительно оси  оz.

Для объяснения балансировки рассмотрим установившийся горизонтальный полет (

 

Рисунок).

На самолет действуют следующие продольные моменты.

Рисунок 12.5 Условия продольного равновесия самолета в горизонтальном полете

 

-Вес G приложен к центру тяжести, следовательно, момент его относительно оси оz всегда равен нулю;

-Подъемная сила Y действует на плече а, и ее момент стремится повернуть самолет на уменьшение угла атаки. Момент подъемной силы крыла называется моментом крыла. Так как э тот момент стремится уменьшить угол атаки самолета, его называют пикирующим;

- Если сила тяги Р и сила лобового сопротивления Х проходят через ЦТ, т. е. их моменты равны нулю.

Чтобы самолет не поворачивался и продолжал горизонтальный полет, необходимо уравновесить пикирующий момент. Для этого горизонтальное оперение (ГО) должно создавать подъемную силу y_Г.О., направленную вниз.

Момент подъемной силы горизонтального оперения называется моментом горизонтального оперения:

М_го ⁼ -Y_гo. L _{го ,}

 

где l _го   – плечо действия подъемной силы ГО относительно оси оz.

 

- Момент горизонтального оперения считается кабрирующим, если он стремится увеличить угол атаки самолета (угол тангажа).

На величину подъемной силы горизонтального оперения большое влияние оказывают крыло самолета, а также работа силовой установки.

Балансировочными кривыми называются графические зависимости управляющих параметров (отклонении органов и рычагов управления и усилий на рычагах) от управляемых параметров (углов атаки, крена и рыскания, перегрузки, скорости, числа Маха и др.) на ха