при всех работающих двигателях полный градиент набора высоты должен быть:

- на этапе 3 набора высоты Г1п. 5,0 %;

- на этапе 4 набора высоты Т1п.н 3,0 %.

Из рис. 4.4 видно, что Ршб - mog Sin 0 = X = C;,SpVV2;

(4.8)

mog cos 0 = Г = Су8рУЧ2. (4.9)

Учитывая, что значения 9 при наборе высоты малы (см. табл. 4.3), можно принимать cos 0 1 и sin 0 л: tg 0. Тогда, поделив (4.8) на (4.9), получим:

Рпаб/imog) - tg 0 = cJCy = или Р;,а6 - 1Ж аб + tg 0. (4.10)

Так как величина Л.аб учитывает, что набор производится с одним отказавшим двигателем, то полная стартовая тяговоору-женность самолета должна быть

Рнс. 4.4 Схема снл, действующих на самолет при наборе высоты

+ tg 0).

(4.11)

Здесь Пдв - число двигателей на самолете; ky - коэффициент, учитывающий, что набор высоты идет в расчетных условиях (н. в = +30 °С, /7я. в =* 730 мм рт. ст.) и при скорости набора высоты, соответствующей М = 0,3 ... 0,4. Величина берется либо по соответствующей высотно-скоростной характеристике реального двигателя, либо приближенно:

кум\,Ъ. (4.12)

На основании выражения (4.11) стартовая тяговооруженность самолета должна иметь следующие значения:

- при двух двигателях

Яо= 1,5-2(1/<: аб + 0,025) = 3(1/К аб + 0,025); (4.13)

- при трех двигателях

Ро = 1,5- (1 С, б + 0,027) = 2,25(1 < ав + 0,027); (4.14)

- при четырех двигателях

?о = 1,5- 4 + 0,030) = 2 (1 С аб + 0,030). (4.15)

Сравнивая (4.6), (4.13), (4.14) и (4.15), получаем следующие выводы:

а)самолеты с двумя двигателями, имеющие наибольшее значение Pq, целесообразно создавать в случае, когда задаются малые длины разбега самолета при взлете; 78

J( градиент OMS)

Рис. 4.5 Схема посадки самолета по требованиям НЛГС-2: / - нормируемая траектория посадки

б) при равной тяговооруженности, при обеспечении нормируемой безопасности набора высоты пассажирские самолеты с большим числом двигателей позволяют иметь меньшее аэродинамическое качество на наборе высоты и, следовательно, применять более эффективную механизацию крыла (см. раздел 14.6.1), которая, значительно увеличивая Acj,n,ax. одновременно уменьшает величину Кн.С-

Например, при стартовой тяговооруженности Р = 0,346 ... 0,349 самолет с двумя двигателями должен иметь /Снчб 11> с тремя двигателями Кпа 7,8 и с четырьмя двигателями Кнаб 7.

4.2.4. Требования к посадке

Схема траектории движения самолета при посадке показана на рис. 4.5. Нормы летной годности пассажирских самолетов СССР определяют, что скорость захода на посадку (м/с) должна быть

n.n;>l,3V ,nnoc, (4.16)

где Vminnoc - минимальная скорость полета при механизации крыла, отклоненной в посадочное положение. Тогда в нормальных условиях

lmin пос - 16,33/Jnoc/i/ max пае И п = 1,69F? in пос 27,Ьрпос/Су max пос, (4.17)

или в расчетных условиях

Уз. п = 30,2рпос/ (/max пос-

(4.18)

Здесь рпос - удельная нагрузка на крыло при посадке, даН/м .

Так как скорость захода на посадку обычно задается в ТТТ к самолету, и ее величина (Fg.n 210 ... 230 км/ч) определяет условия автоматизированного захода на посадку, то из (4.18) следует:

/Onoc=Cm.xnacV. п/30,2 (4.19)

5 р = 3,02mnocg/(t<, max nocKs. п)- (4.20)

Для перехода от величины /7пос к (удельной нагрузке на крыло при взлете) примем, что

= - Шт = (1 - т,.),

где /Ит = т/шо - относительная масса расходуемого топлива. Тогда

с Т-

Ро - Рпос/( - fT) и Ро =

30,2 (1-тх)

Для военных самолетов, если задана величина Уэ, ,

с 1/2

у max пос з. п

30,2 (1 - т -/Пр. rpMo)

(4.21)

(4.22)

где тр.гр - масса расходуемых грузов.

Если задана величина посадочной скорости Vaoc, то, принимая, что Упос = 0,91/з. п = 1.171/niinnoc и ЧТО В расчстных условиях

Vloc = 24,5pnoc/Cj, max пос, ПОЛуЧаСМ

Ро=-

у max пос пос

24,5(1 - т - шр. гр/о)

(4.23)

Анализируя (4.19), (4.20), (4.21), (4.22) и (4.23), можно сделать следующие выводы:

- величина максимально допустимой удельной нагрузки на крыло при взлете и посадке определяется величиной скорости захода на посадку (или величиной посадочной скорости) и максимальной величиной коэффициента подъемной силы c,niaxnoc при полностью отклоненной механизации по передней и задней кромкам крыла;

- чем больще величина с, ах пос. тем большая величина рпос может быть допущена и тем меньше может быть площадь крыла S (и все остальные геометрические параметры самолета).

Согласно НЛГС-2 потребная длина ВПП в сухую погоду должна быть

вгатсух = l,67Lnoc = 1,67(/возд + /проб), (4.24)

а в мокрую погоду

1-ВПП мокр = 1, ISLgf,;-] oyjj

- 1,92 (возд + проо)-

(4.25)

Взлетно-посадочная полоса (ВПП)-это дорогостоящая бетонная конструкция с системой дренажа подстилающего грунта. Крайне необходимо, чтобы новые самолеты имели минимально возможную потребную величину 1впп-

Коэффициенты 1,67 и 1,92 в формулах (4.24) и (4.25) учитывают возможность либо обледенения поверхности ВПП, либо образования на ней настолько большого слоя воды, что колеса шасси при движении по ВПП выходят на режим глиссирования.

Торможение самолета (уменьшение скорости полета) на воздушном участке определяется перегрузкой

X возд

тпос5/10

Су про

ЮРх.х

mnocg

(4-26)

Апос Oluocg I

где Рх.х -тяга двигателей на холостом ходу, даН; /Спос- аэродинамическое качество самолета в посадочной конфигурации.

В реальных условиях величина хвозд - -(0,12 ... 0,15).

Минимально возможная величина /возд в случае, когда самолет подходит к ВПП без выравнивания, равна

(/возд)шш = 15/tg2°50 = 15/0,05 = 300 м.

Однако при этом вертикальная скорость снижения самолета (без учета воздушной подушки ):

У=1/з. з1п2°50=0,05Уз. п-Здесь 2° 50 - средний угол нормируемой траектории подхода пассажирского самстета к ВПП (см. рис. 4.5).

При величине Уд.п = 250 км/ч = 70 м/с величина Wy- 3,5 м/с.

Обычно перед приземлением летчик выравнивает самолет в почти горизонтальный полет и снижает скорость до Упос l.lVminnoc при 1/, ?w 0,1 ... 0,3 м/с. Длинз воздушного учзсткз при этом увеличивается до 500 ... 750 м в зависимости от высоты выравнивания.

Торможение самолета при пробеге после посадки определяется перегрузкой

л: проб

(Ррев-Рх. х)10

fKnocg

где Ррэв - обратная тяга двигателей с включенным реверсом тяги, даН; Рх.х - прямая тяга двигателей, не имеющих реверса тяги, даН; /проб - коэффициент трения при пробеге.

Величина коэффициента трения зависит от состояния поверхности ВПП и от работы автомата тормозов. Обычно величина /проб = 0,15 ... 0,25, но при совершенствовании тормозной системы величина /щоб может быть доведена до 0,4 ... 0,5. Величина /проб зависит от наличия на самолете интерцепто-ров, открывающихся в момент приземления самолета. На рис. 4.6 показано, что на пробеге (а Г) открытие интерцепторов уменьшает величину аэродинамического качества приблизительно в 10 раз.

о 0,1 0,2 0 с.

Рис. 4.6. Посадочные поляры самолета (закрылки и предкрылки в посадочном положении):

/ - интерцепторы закрыты; 2 - интерцепторы открыты

Открытие интерцепторов, уменьшая примерно в 4 раза величину Су, обеспечивает значительное увеличение тормозной силы, так как эта тормозная сила (Н) равна

Т = /проб ( nocg - CySpVm). (4.28)

В реальных условиях величина д.проб = - (0i5 ... 0,6)

Сравнение (4.26) и (4.27) показывает, что уменьшение Loa наиболее эффективно вести за счет уменьшения /проб- Длина пробега при посадке на основании (4.27) может быть определена по эмпирической формуле

0,94 рпос

проб

(4.29)

Сг/шахпоо 10 (Ррев - Рх. х) i 1 / J L4f ,\

-ы-+ +°°)

Из (4.29) следует, что для уменьшения величины / роб необходимо:

- увеличивать величину Cjmaxnoc введением механизации крыла и особенно установкой предкрылков;

- увеличивать коэффициент трения при посадке / роб повышением эффективности системы торможения колес;

- увеличивать величину обратной тяги двигателей с реверсивными устройствами (см. разд. 16.3.2);

- уменьшать удельную нагрузку на крыло при посадке рдос;

- уменьшать аэродинамическое качество и величину Су применением интерцепторов.

4.3. ОСНОВНЫЕ ПАРАМЕТРЫ САМОЛЕТА И ИХ СВЯЗЬ С ЛЕТНЫМИ ХАРАКТЕРИСТИКАМИ

4.3.1. Абсолютные и относительные параметры

Абсолютными основными параметрами самолета в процессе проектирования являются: взлетная масса (кг), площадь крыла S (м) и суммарная стартовая тяга двигателей (даН) или стартовая мощность силовой установки (кВт).

В большинстве случаев, особенно в начальной стадии проектирования, удобнее пользоваться относительными основными параметрами самолета: удельной нагрузкой на площадь крыла р = = mgl{\QS) (даН/м) и тяговооруженностью Р = \QPl{mg).

Эти параметры изменяются в течение полета из-за изменения массы, поэтому при проектировании в первую очередь определяются их стартовые значения (значения в начале полета, в начале разбега при взлете), т. е. ра = mog/(10S) и Ро = OPj(mag).

Связь этих параметров с летными, аэродинамическими и компоновочными характеристиками самолета частично уже рассматривалась в предыдущем разделе [/рзо / (ро, Ро); Ро = / (наб, дв); з.п = / (Ро)]- Рассмотрим связи параметров ро я Pq с характеристиками самолета на других этапах или режимах полета,

4.3.2, Максимальная скорость цолета

Из основного уравнения горизонтального полета на высоте

Ря = с.5рнУ2 можно получить выражение.для Уах в м/с:

(4.30)

или в км/ч:

l/ 2 Ря% 1 278 l/яРя - У 1225- У

(4.31)

где А- относительная плотность воздуха на высоте Н. \ В формулах (4.30) и (4.31) удельная нагрузка на крыло рн дана в Па (Н/м). Если эта нагрузка дается в даН/м, то формула (4.31) принимает следующий вид:

(4.32)

Тяга воздушно-реактивных двигателей (ТРД и ТРДД) зависит от скорости и высоты полета. В диапазоне чисел М = 1,0 ... 3,5 эта зависимость выглядит следующим образом:

для Я < 11000 м Ря = 1-%;

для Я 11000 м Ря = 1,2АРо;

(4.33) (4.34)

здесь коэффициенты А и 1,2А учитывают изменение тяги по высоте полета, а коэффициент I учитывает изменения тяги по скорости полета,

g = 1 - 0,32М + 0,4М - 0,01М (4.35)

Приближенная зависимость коэффициента g от числа М полета показана на рис. 4.7 (см. также приложение IV).

Подставив выражения (4.33) и (4.34) в формулу (4.32), получим для высот Я 11 ООО м

Vmax 15,94

0,015

РнРо

(4.36) (4.37)

Рис. 4.7. Зависимость коэффициента от числа М полета