МАНЕВРИРОВАНИЕ САМОЛЕТА В ГОРИЗОНТАЛЬНОЙ ПЛОСКОСТИ. РАЗВОРОТ И ВИРАЖ САМОЛЕТА
При маневре в горизонтальной плоскости 0=0=0 и в каждый момент времени
Пуа cos Yo + Пга sin Yo = 1 (7.20)
или
nya = 1/COS Ya ~ Пга tg Ya — (7.21)
Нормальное ускорение mVV создается за счет боковой составляющей подъемной силы Ya и за счет боковой силы Za, связанной со скольжением р,
= [Ya h Р (a — Ф,01 sm Ya + Za (P) cos ya (7.22)
или
^ = — y-‘VSinYa + n[18]aCOSYa. (7.23)
Боковая перегрузка nza ограничена по условию выносливости летчика и комфорта экипажа значениями 0,2 … 0,3, и при интенсивном маневре с высокими нормальными перегрузками пуа ее доля (т. е. доля боковой силы Z0 (Р)) в создании нормального ускорения невелика. Поэтому при оценке летных данных’самолета часто рассматривают маневр в горизонтальной плоскости без учета скольжения
(р « 0, Пга « Пуа) *.
Мане р, при котором условие р = 0 и пга = 0 выполняется точно, называется координированным.
Для координированного маневра в горизонтальной плоскости
Пуа = l/cos Ya; (7.24)
V == g! VnVa sin Ya, (7.25)
а перемещения описываются уравнениями
*D = V cos V; (7.26)
zc = V sin ЧГ, (7.27)
где хс и гс — координаты в стартовой системе, связанной с началом маневра. Скорость при г, аиевре определяется из
V =gnxa, (7.28)
Рис. 7.8. Схема сил, действующих на самолет при вираже
*=-£■ tgv„=-f *• і7-29) |
где пха можно найти для расчетной перегрузки Пуа по перегру — зочной поляре или (7.8). Масса при быстроте ном маневре обычно осредняется. В (7.25) угловое ускорение выражено через скоростной крен уа и нормальную скоростную перегрузку. Как следует из (7.24), для характеристик координированного маневра в горизонтальной плоскости достаточно задать один из этих параметров движения. Испо ьзуя (7.24), находим
Как видно из (7.27), при пиа > 1 или уа Ф 0 происходит изменение угла пути ^Р, т. е. меняется направление полета. Маневр, выполняемый для изменения направления полета (угла пути У), называется разворотом. Развороты могут происходить как с набором высоты, так и со снижением. В частном случае самолет может совершать разворот в горизонтальной плоскости. Полный разворот на 360° называется виражом. Вираж в горизонтальной плоскости, при выполнении которого скорость, углы атаки, крена и скольжения остаются постоянными, называется установившимся. Установившийся вираж без скольжения считается правильным. В дальнейшем будем говорить только о вираже, считая, что разворот является его частью.
‘ Правильный вираж самолета* При этом [3=0, пга — 0, 0 = 0 и V = 0. Схема сил, действующих на самолет при вираже, дана на рис. 7.8. Для правильного виража пха = 0. Из (7.25), используя очевидное соотношение Ф = V/Rh, найдем радиус виража:
R V*
в gtlya Siny0 ‘
В это уравнение входят и перегрузка, и угол крена. Исключая с помощью (7.24) каждую из этих переменньж поочередно, получим
(7.31)
Время выполнения виража при a[>K = 360° (или 2л)
2ni? B _ 2зтУ___________ 2зіУ
v — gttv.-,yqrrr
Из полученных выражений следует, что для определения всех параметров правильного виража достаточно задания двух величин, например, скорости и перегрузки или скорости и угла крена уа.
Рис. 7.9* Характеристики предельного виража: а — потребная тяга н ограничения по суа доп и рр‘> 6 — РаДиус виража |
У£* (при Рп = Рр и При скоростях V вильный вираж невозможен, так как увеличению перегрузки сверх единицы в первом случае препятствует невозможность увеличения суа (Пуа раоп = 1), а во втором — недостаток располагаемой тяги (tiya расп — 0* Внутри этой области пуа расп > 1 (так как сиа х < сиа доп) и |
|
|
|
|
|
гг _ 2nV
1 Б. ПР / о •
£ у пуа пр ^
Характеристики предельного виража в зависимости от скорости представлены на рис. 7.9 вместе с графиком потребной для установившегося виража с заданной перегрузкой тяги Рв. Видно, что ограничение по суа доп и по тяге определяет характеристики предельного виража (т. 3 и 4 на рис. 7.9). Зависимость пр от скорости имеет минимум Яв.’пр при скорости У„, называемой для данной высоты наивыгоднейшей скоростью виража. При ограничении Яв. пр по nsya, как на рис. 7.9, VE соответствует обычно переходу от ограничения по суапоп к ограничению по п9уа, т. 3 рис. 7.9. На больших высотах или умеренной тяговооружеиности (например, без форсажа) участка 3—4 ограничения по п9уа (см. рис. 7.9) может не быть (ограничения по суапоп и Рв — Рр сливаются при пуа < < я#»). Тогда скорость V* определяется тяговыми характеристиками двигателя.
С ростом высоты полета ограничения по суад0в и Рр (см. рис. 7.9) сближаются, а радиус предельного виража растет.
Радиус, угловая скорость (или время) предельного виража на расчетной высоте — важные показатели маневренности, включаемые в летные данные самолета. Заметим, что поскольку радиус предельного виража (как и его время) зависят только от располагаемых значений п„а и пха, то эти характеристики относят к общим пока-. зателям маневренности.
^установившийся вираж. На больших скоростях полета установившееся значейие перегрузки nllrptc„, на котором совершается предельный вираж, меньше, чем ее максимальное значение, ограниченное па или Пуа р»сп (см. рис. 7.9). Поэтому существует возможность выполнения виража с перегрузкой, превышающей n^pacn, вплоть до Пр«, если допустить торможение самолета. Вираж» выпол-. няемый на пУа > Прарасп с торможением, называют форсированным виражом, так как этот маневр более энергичен,’ чем предельный вираж. Выполнять форсированный вираж имеет смысл на большой скорости, когда торможение в процессе маневра допустимо.
Изменение скорости при форсированном неустановившемся вираже определяется по (7.26), уравнения (7.24) … (7.29) и (7.31) сохраняют силу, если в качестве пуа рассматривать nya гаах-
Мгновенные значения радиуса форсированного виража /?в. ф в сравнении с радиусом предельного виража на той же скорости (для одной и той же высоты полета Я и массы т) показаны на рис. 7.9 пунктиром. Видно, что форсированный вираж обеспечивает более интенсивный разворот вплоть до скорости в т. 4, на которой целесообразен переход к предельному виражу. Если задача маневра — как можно быстрее осуществить разворот, то при форсированном
ill
вираже целесообразно ускорить торможение самолета, переходя на пониженный режим работы двигателя, выпуская воздушные тормоза и т. п.
Расчет неустановившегося и, в частности, форсированного виража ведется на основе численного интегрирования уравнений (7.25) … (7.29) при заданном или предельном значении пуа и [пха, определяемом по (7.8) для заданного режима работы двигателя. Если граничные условия заданьї как условия достижения заданного угла разворота, можно при интегрировании перейти к независимой переменной Y. Помимо координированных маневров, при которых боковая сила в горизонтальной плоскости создается вследствие крена самолета, возможно также выполнение маневров без крена за счет скольжения Р (силы Z„ = cLf^S) или за счет силы, создава — емой органом НУБС (Za — сга 6нубс<7$ — плоский разворот самолета).