Снижение самолета

Снижение самолета теоретически отличается от набора высоты только тем, что угол наклона траектории будет отрицательным.

1. — условие прямолинейности снижения; 2. — условие равномерности снижения.

При снижении P < X.

При достаточно большой положительной силе тяги снижение самолета называется скоростным. При скоростном снижении перед посадкой обеспечивается возможность ухода самолета на второй круг.

В особых случаях полета, когда безопасность может быть обеспечена только быстрым уменьшением высоты полета, применяется экстренное снижение. Оно выполняется с максимально возможной вертикальной скоростью, которая достигается за счет увеличения угла наклона траектории снижения и скорости полета по траектории.

Планирование

Разложив силу тяжести самолета и полную аэродинамическую силу по осям скоростной системы

координат, получим следующие уравнения установившегося планирования:

;

;

При планировании роль тяги выполняет составляющая веса G = mgsin (рис. 4.11).

Угол между траекторией планирования и горизонтом называется углом планирования.

Угол планирования равен:

Т.о, угол планирования зависит только от аэродинамического качества K и не зависит от веса самолета mg.

При планировании с углом атаки , на котором аэродинамическое качество К_max, снижение будет самым пологим.

tg = .

Скорость планирования определяется по формуле:

V_пл= .

Как видно из формулы, чем больше вес самолета mg, тем больше скорость планированя V_пл.

Дальность планирования — это расстояние по
горизонтали, которое самолет пролетает над земной поверхностью при планировании.

Рис.4.12.Дальность планирования

Дальность планирования L_пл определяется следующим образом:

Максимальная дальность зависит от высоты планирования и соответствует полету с К_max при планировании на наивыгоднейшем угле атаки.

L =H

Крутое планирование с углом более 30 называется пикированием. Оно применяется для быстрой
потери высоты и разгона самолета.

Пикирование с углом, равным - 90⁰, называется отвесным пикированием. Согласно уравнениям (1) и (2)

Cкорость при отвесном пикировании определится по формуле:

Поляра скоростей при планировании представляет собой кривую, огибающую концы вектора скорости планирования V_пл. Поэтому каждая точка поляры
соответствует определенному углу атаки. Отрезок прямой, соединяющий точку поляры с началом координат, — вектор скорости планирования V_пл. Проекция этого вектора на ось абсцисс – горизонтальная составляющая скорости планирования V_x, а проекция на ось ординат – вертикальную скорость планирования V_y.

Угол между V_пл и осью абсцисс является углом планирования θ.

Поляра строится в одинаковых масштабах для V_x и V_y (рис. 4.13. а).

С помощью поляры скоростей можно по известной скорости планирования V_пл определить угол атаки , угол наклона траектории , скорости V_x и V_y. Для этого из начала координат проводим дугу, радиус которой в масштабе равен V_пл. Точка пересечения дуги
с полярой будет соответствовать искомому углу атаки α, а ее проекции на соответствующие оси координат покажут значения V_x и V_y.

Соединив полученную точку с началом координат, определим угол планирования (угол между соединяющей прямой и осью абсцисс).

Рис. 4.13. Поляра скоростей при планировании

На поляре скоростей (рис. 4.13. б) характерными являются следующие точки:

1 – точка пересечения поляры с осью ординат соответствует полету на угле атаки , при котором С_у=0, V_x=0, V_ymax, = - 90 , т.е. самолет выполняет отвесное пикирование;

2 – точка касания поляры с прямой, проведенной из начала координат, соответствует полету на угле атаки , при котором К_max, L_пл.max – режим максимальной дальности планирования;

3 – точка касания поляры с прямой, параллельной оси абсцисс, соответствует полету на угле атаки , при котором V_ymin, θ _{пл min}, а время планирования t — режим наибольшей продолжительности планирования.

\

Режимы планирования

Если из начала координат провести прямую, то она пересечет поляру скоростей в двух точках и (рис.4.14.б). А так как угол между этой прямой и осью абсцисс является углом планирования, то значит, самолет может планировать на угле атаки или угле атаки при одном и том же угле планирования . Границей двух режимов планирования является угол атаки .

Первый режим планирования (, V > V_нв) – планирование на малых углах атаки с большими скоростями. На этом режиме при случайном увеличении угла атаки угол планирования уменьшается, т.е. планирование становится еще более пологим и безопасным. Это благоприятный режим планирования .

Второй режим (, V < V_нв) – планирование на больших углах атаки с малыми скоростями. На этом режиме при случайном увеличении угла атаки угол планирования увеличивается, становится более крутым. Кроме того, самолет может оказаться на углах атаки , на которых из-за срывного обтекания крыла коэффициент подъемной силы Су резко уменьшается. Подъемная сила становится меньше веса и самолет парашютирует. При парашютировании самолет очень неустойчив, склонен к сваливанию на крыло и переходу в штопор.

ВИРАЖ

Вираж – это полет самолета по криволинейной траектории в горизонтальной плоскости с разворотом на 360 . Вираж, выполняемый без скольжения при постоянной скорости с постоянным углом крена, называется правильным. Часть виража называется разворотом.

Правильный вираж относится к установившемуся виду движения самолета.

В зависимости от угла крена виражи делятся на мелкие () и глубокие ( > 45 ).

Для выполнения виража необходимо, чтобы на самолет действовала сила, искривляющая траекторию и направленная перпендикулярно к ней (см. рис. 4.14.)Такой силой является боковая сила Y =Y sin (где — угол крена), которая создается подъемной силой при крене. Поэтому движение самолета при вираже описывается тремя уравнениями: проекции сил на оси Х , У и на боковую ось Z .

Таким образом, условия равновесия сил, действующих на самолет при вираже, имеют вид:

1) G =Y = Y cos — условие горизонтальности маневра;

2) P = X – условие постоянства скорости;

3) Y sin = — неуравновешенная центростремительная сила, сообщающая самолету нормальное ускорение и искривляющая траекторию

в горизонтальной плоскости (m – масса самолета, V – скорость виража, к – радиус виража).

Y = ,

т.е.подъемная сила при вираже больше веса самолета.

Величина, показывающая во сколько раз подъемная сила самолета больше его веса, называется перегрузкой самолета. Зависимость между перегрузкой n = и углом крена имеет следующий вид:

n = .

Чем больше угол крена при правильном вираже, тем больше перегрузка.

Физиологические пределы перегрузок для человеческого организма зависят от направления и времени их воздействия. Положительные перегрузки, прижимающие человека к сиденью, переносятся легче, чем отрицательные, отрывающие от сиденья. Предельная положительная перегрузка для человека при длительном воздействии равна 8…9, а отрицательная – от -4 до -6.

Чем больше крен, тем интенсивнее возрастает перегрузка при его дальнейшем увеличении.

При вираже с углом крена 60 нужно создать перегрузку n = 2, а при угле крена 75-80 коэффициент перегрузки n = 4…6. С приближением крена к 90 перегрузка, потребная для виража, стремится к бесконечности.

Скорость виража можно определить из равенства G = Y cos :

V = = V = V .

Как и скорость горизонтального полета, скорость виража зависит от полетного веса самолета, плотности воздуха, коэффициента подъемной силы и угла крена.

Тяга, потребная на вираже, определяется из условия P = X .

P = C_X S = C_X S n ;

P = P n

т.о, тяга на вираже нужна больше, чем в горизонтальном полете.

К основным параметрам виража относятся радиус виража, время виража и угловая скорость виража.

Радиус виража определится из уравнения 3:

r = =

Из формулы видно, что радиус виража зависит от квадрата скорости полета. Радиус виража можно уменьшить, увеличив перегрузку, т.е. увеличив крен самолета.

При правильном вираже и , поэтому r = const, т.е. траекторией полета является окружность.

Продолжительность правильного виража можно найти, разделив длину траектории виража (2 )

на скорость:

t = = 0, 64 , где = 0, 64

При выполнении виража самолет имеет угловую скорость

На большинстве современных самолетов вираж выполняется с помощью элеронов почти без использования руля направления.