Скорость, тяга, потребные при наборе высоты 2 страница

Следовательно, применение двухщелевых закрылков улучшает взлетные и посадочные характеристики самолета.

При выпуске закрылков центр давления крыла смещается назад в самолет, "вспухая", приобретает пикирующий момент. Пилот, сохраняя подъемную силу, равную силе тяжести самолета, умень­шает угол атаки,

Предкрылки

Предкрылки предназначены для улучшения взлетных и поса­дочных характеристик самолета. Они выпускаются перед взлетом на предварительном старте и при посадке после выпуска шасси (в два приема). Углы отклонения предкрылков 25 и 35°. Они служат для увеличения α_кр и С_{у max}, а следовательно, для уменьшения скорости сваливания. Это позволяет иметь меньше скорости отрыва, посадочные, сокращается длина разбега и про­бега.

Предкрылки расположены на передней кромке крыла по все­му размаху. При выпуске они сдвигаются вперед, отклоняясь вниз. Это увеличивает кривизну крыла и его площадь. Поток, проходя через щель

между предкрылками и крылом, увеличивает скорости обтекания на верхней поверхности крыла, что увеличи­вает разность давления над крылом и под ним, а значит и С_{у max} на ≈ 0,5. Сдув готового сорваться с верхней части крыла потока увеличивает α_кр на 4–5°. Это приводит к уменьшению скорости сваливания на 30–40 км/ч.

Выпуск предкрылков сдвигает центр давления вперед, это уменьшает величину пикирующего момента, улучшает характерис­тики продольной управляемости.

Выпуск закрылков с предкрылками обеспечивает требуемые значения С_у для взлета в посадки. Кроме того, вследствие улучшения обтекания концевых частей профиля обеспечивается благо­приятный характер изменения коэффициента продольного момента самолета m_z до углов атаки 24–25° и этим обеспечивается дос­таточная устойчивость и управляемость на эксплуатационных углах атаки. Следует подчеркнуть, что при углах атаки менее 0° возникает срыв потока на нижней поверхности профиля крыла и возникает тряска при полностью выпущенных закрылках и пред­крылках. Это следует учитывать при заходе на посадку, не до­пуская полета на углах атаки менее 0° и не создавая на глис­саде перегрузки менее 0,75.

Спойлеры

На крыле самолета установлено по четыре спойлера на ле­вой и правой сторонах. Пилот отклоняет элероны и спойлеры в элеронном режиме на соответствующие углы. Когда при отказе правой или левой систем проводка управления рассоединена, левый штурвал связан с двумя элеронами и двумя секциями № 4 спойлеров. Правый штурвал – с шестью секциями спойлеров, ра­ботающими в элеронном и тормозном режимах: три секции на пра­вой половине полукрыла и три секции – на левой.

В элеронном режиме постоянно работают все секции спойле­ров. При повороте любого штурвала перемещение левой проводки передается на элероны и секции № 4 спойлеров, перемещение пра­вой проводки – на секциях 1,2,3.

В полете обе половины отклоняются при движении штурвала более 8-10°. Полностью в воздухе они отклоняются на 22° (20° по РЛЭ в воздухе) в элеронном режиме.

В тормозном режиме спойлеры управляются ручкой. На шкале ручки имеются деления соответственно выпуску спойлеров на углы 0, 10, 20, 30 и 38°, а также надписи "Уборка" и "Выпуск". Руч­ка в заданном положении фиксируется.

В тормозном режиме работают только секции 1,2,3. На про­беге и прорванном взлете спойлеры отклонены до 38+1°. В полете, в тормозном режиме они выпускаются лишь на угол 20° (РЛЭ).

Выпуск спойлеров

1) При обычной посадке командир ВС плавно опускает перед­нюю опору. В процессе опускания дает команду бортинженеру: "Спойлеры, реверс", который выпускает спойлеры и тормозные щитки и докладывает: "Спойлеры и щитки выпущены, реверс вклю­чен".

2) В случае необходимости для увеличения вертикальной скорости снижения с любой высоты командир ВС до эшелона пере­хода выпускает спойлеры в тормозном режиме. Выпуск и уборку спойлеров производит в прямолинейном полете плавно, в два приема, и контролирует их положение но индикатору и сигнали­зации. Одновременно балансирует самолет стабилизатором.

3) При экстренном снижении командир ВС отклоняет спойле­ры на 20° в тормозном режиме. Одновременно отклоняет стабили­затор в штурвал для парирования возникающего при выпуске спой­леров кабрирующего момента.

Тормозные щитки

Предназначены для уменьшения подъемной силы и увеличения лобового сопротивления. Расположены в корневой части крыла у фюзеляжа (4 шт.) Выпускаются на пробеге и сокращают его дли­ну на 20%.

Выпускаются на посадке при установке РУД в положение "Мал. газ" и развороте тележки основной опоры шасси в момент, касания ВПП. Щитки выпускаются от ручки "Спойлеры" при ее отклонении более чем на 31° после обжатия правой и левой основ­ных опор шасси.

Убираются тормозные щитки от ручки "Спойлеры" во всех случаях.

Если при выпущенных закрылках и предкрылках выпустить тормозное щитки на 58° и спойлеры на 38°, то картина обтекания и распределения давления по профилю значительно изменятся. В верхнейчасти профиля впереди тормозного щитка или спойлера поток тормозится, а давление увеличивается. За щитком или спойлером создается большое разряжение и давление уменьшается. При таком изменении давления коэффициент подъемной силы значи­тельно уменьшается, а С_х – увеличивается, причем при выпуске щитков в большей степени, чем при выпуске спеллеров.

Кривая зависимости С_у – f (α) при выпущенных закрылках на10°, предкрылках на 35°, тормозных щитках на 58°, спойлерах на 38° изображена на рис. 2. Видно, что если после приземления выпустить щитки и спойлеры на полный угол, то на α =3° C_у уменьшается от 1 до ~ 0,2,.что значительно уменьшит подъемную силу самолета, увеличит нагрузку на колеса. Больше будет сила сцепления пневматиков с бетоном, меньше длина пробега.

1.6. Влияние земли на аэродинамические

характеристики

В процессе выравнивания, и выдерживания самолета Ил-86 сказывается влияния земли самолет. Ил-86 имеет низкое расположение крыла и закрылки, отклоненные на угол 40°. Поэтому в процессе выравнивания и выдерживания под крылом образуется Воздушная подушка (см. рис.2). Поток воздуха из под крыла частично уходит на верхнюю поверхность крыла, увеличивая скорости обтекания верхней поверхности крыла. Повышение давления под крылом и увеличение разряжения над крылом увеличивает разность давления, над крылом и под ним, аследовательно, увеличивает С и y самолета.

При движения крыла у земли скос потока, вызванный крылом, значительно уменьшается. Следовательно, индуктивное сопротив­ление, которое пропорционально величине скоса, также уменьша­ется. Так как скос потока увеличивается при увеличении C_у. и уменьшается с ростом удлинения, то уменьшение скоса потока у земли аналогично увеличению эффективного удлинения крыла у земли.

Уменьшение, индуктивного сопротивления и увеличение разности давления над крылом и под ним приводит к увеличению С_у на любом угле атаки и увеличению максимального качества.

Влияние земли на характеристики самолета зависит от рас­стояния между крылом и землей и величины прироста коэффициен­та подъемной силы Δ С_у _ и оценивается в зависимости от отноше­ния расстояния задней кромки, средней аэродинамической хорды до земли к ее величине, а при выпушенном закрылке - в зависи­мости от отношения расстояния задней кромки закрылка на сере­дине его размаха до земли к длине хорды крыла в этом сечении (см. рис.3).

2. ОСНОВНЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ СИЛОВОЙ УСТАНОВКИ

2.1. Сила тяги и удельный расход топлива

На самолете ИД-86 установлено четыре двигателя НК-86, которые на взлетном режиме при частоте вращения ротора высоко­го давления 7400 об/мин дают тягу 520кН. Это обеспечивает са­молету высокую тяговооруженность

Благодаря большой тяговооруженности и четырем силовым установ­кам обеспечивайся высокая безопасность полета. При отказе одного двигателя обеспечивается безопасность продолжения взле­та на трех двигателях.

При отказе одного двигателя обеспечива­ется возможность продолжения полета на трех двигателях. При отказе двух двигателей обеспечивается возможность продолжения полета и безопасная посадка, на ближайшем аэродроме.

Для улучшения посадочных характеристик двигатели оборудо­ваны системой реверсирования тяга.

Следует учитывать потери силы тяги при установке двига­телей на самолет. Эти потери объясняются уменьшением расхода воздуха за счет каналов воздухозаборников, уменьшением скорости истечения газа из реактивного сопла за счет реверса и откло­нения оси сопла от оси самолета.

Тяга двигателя зависит от расхода воздуха и соотношения скорости истечения газа из реактивного сопла и скорости полета самолета.

P=G_B(W – V)/q, Н(кН)

где G_B –расход воздуха, равный ≈ 300 кг/с;

W – V/q –удельная тяга (Р_уд),

W – скорость истечения газа из реактивного сопла, равная ≈ 500м/с,

V – скорость полета самолета.

q – ускорение свободного падения, равное 9,81м/с.

Из формулы видно, что чем больше секундный расход воз­духа и больше удельная тяга, тем больше реактивная тяга. Рас­ход воздуха через двигатель зависит от сжатия воздуха динамической и степени сжатия компрессора , а скорость истечения газа из реактивного сопла зависит от степени расширения газа на турбине и степени расширения газа на реактивном, сопле

Удельным расходом топлива (C_р) называется часовой расход топлива в килограммах, необходимый для получения 1H тяги двигателя в 1ч.

где С_h - часовой расход топлива, кг;

P - сила тяги, Н.

2.2. Дроссельная характеристика двигателя

Дроссельной характеристикой двигателя называется зависи­мость тяги, удельного расхода топлива и температуры газов перед турбиной от частоты вращения ротора турбины.

На режиме малого газа 55% (25-40° РУД) двигатель работа­ет устойчиво, обеспечивая минимальную тягу 6 кн, при этом ре­жиме вся энергия газов расходуется на вращение двигателя. Тя­га двигателя при этом небольшая из-за малой частоты вращения, а следовательно, небольшого расхода воздуха и степени сжатия компрессора, а также малых скоростей истечения газа из реак­тивного сопла (рис.4). Часовой расход топлива невелик, но удельный (из-за малой тяги) довольно значительный и достигает 0,1

При увеличении режима работы двигателей увеличивается количество подаваемого топлива, мощность и частота вращения ротора турбины, что привело к увеличению степени сжатия комп­рессора, росту расхода воздуха и скорости истечения газов из реактивного сопла.

Удельный расход топлива в процессе увеличения РУР будет уменьшаться, так как двигатель рассчитан на крейсерский режим работы (n = 80 – 90% ВД), где КПД его будет максимальным. При выходе двигателя на взлетный режим часовой расход топлива, температура газов и частота вращения ротора турбины становят­ся максимальными. Это дает максимальные значения степени сжа­тия компрессора, расхода воздуха, скорости истечения газа из реактивного сопла и тяги, которая при n = 94,5% (115° РУД) равна 130 кН.

Рис. 4. Дроссельная характеристика двигателя

Рис. 5. Скоростная характеристика двигателя

При закрытии клапанов перепуска из-за увеличения расхода воздуха через турбину реактивная тяга увеличивается, а удель­ный расход топлива уменьшается (см. рис.4).

При включении реверса тяги возникает обратная тяга, дос­тигающая 40 кН. При включении реверса на большой скорости об­ратная тяга будет больше, чем на малых скоростях.

2.3. Скоростная характеристика двигателя

Скоростной характеристикой двигателя называется зависимость тяги и удельного расхода от скорости полета самолета.

При увеличении скорости полета происходит рост секунд­ного расхода воздуха через двигатель по причине увеличения суммарной степени сжатия. Суммарная степень сжатия увеличива­ется, т.к. динамическая степень сжатия увеличивается более значительно, чем уменьшается степень сжатия компрессора. Удель­ная тяга , несмотря на рост скорости истечения газов из реактивного сопла из-за более сильного увеличения скорости полета V, уменьшается. Процесс уменьшения удельной тяги идет более быстро, чем рост расхода воздуха, и поэтому тяга двигателя по скорости уменьшается, доходя до нуля, когда скорость полета будет равна скорости истечения газа W (рис.5). Удельный расход топлива при этом непрерывно увеличивается, особенно на больших скоростях, ввиду увеличения подачи топли­ва в связи с ростом расхода воздуха и уменьшением тяги двига­теля.

2.4. Высотная характеристика двигателя

Высотной характеристикой двигателя называется зависимость тяги и удельного расхода топлива от высоты полета.

При стандартной атмосфере о достижением высоты 11000м температура, атмосферное давление в плотность воздуха умень­шаются, а на высотах от 11000 до 25000м температура не изменяется.

Тяга двигателя с поднятием на высоту уменьшается (рис.6), падает расход воздуха из-за уменьшения его плотнос­ти, но до 11000м уменьшение расхода замедляется ростом степе­ни сжатия компрессора, которая увеличивается из-за уменьшения температуры наружного воздуха.

После 11000м температура наружного воздуха становится постоянной, степень сжатия не увеличивается, расход воздуха уменьшается пропорционально падению плотности (см.рис.6).

Удельная тяга (Р_уд) до высоты 11000м растет ввиду роста скорости истечения газов W, увеличение которой объясняется ростом степени сжатия компрессора. Поэтому из-за увеличения удельной тяги (Р_уд) тяга двигателя медленнее падает из-за роста расхода воздуха, а после 11000м тяга падает пропорцио­нально уменьшению плотности воздуха, так как ничто не замед­ляет ее уменьшения (рис,7), она уменьшается в 2 – 2,5раза.

Удельный расход топлива С_р с поднятием на высоту умень­шается из-за роста степени сжатия компрессора и роста КПД двигателя.

Таблица 3

Параметры двигателя НК-86 (Н =0, V =0)

Режимы	Положение РУД. гр	ВД, %	НД, %	Часовой расход, кг/ч	Температ. за турбин.°С
Взлетный	115±3	94,5	89,5		<620
Номинальный	98±1
0,85 номин.	88±2	88,5
0,7 номин.	80±3	85,5
0,6 номин.	74±3	83,5
0,4 номин.	62±3	77.5
Малый газ	25-40	55,5

Рис. 6. Высотная характеристика двигателя

Рис.7. характеристикидвигателя

2.5. Влияние температуры и давления окружающего воздуха на тягу двигателя

В зависимости от принятого закона регулирования для оп­ределенного двигателя можно получить различный характер изме­нения рабочих параметров двигателя в зависимости от температуры окружающего воздуха. Так, для двигателя НК-86 закон ре­гулирования принят по постоянной физической частоте вращений компенсатора II каскада. В соответствии с указанным законом частота вращения ротора турбины двигателя температура поддер­гивается расчетной на взлетном режима + 30°С (см.рис.7).

Несмотря на то, что с понижением температуры воздуха плотность его растет, частота вращения ротора поддерживается постоянной в результате увеличения расхода топлива, при этом температура газов перед турбиной также останется почти посто­янной. За счет повышения плотности воздуха и, следовательно, увеличения весового заряда воздуха, а также увеличения степе­ни повышения давления в компрессоре при понижении температуры на входе в двигатель тяга двигателя возрастает.

При температуре воздуха + 30°С на взлетном режиме топлив­ный насос-регулятор дает максимальную производительность.

При дальнейшем понижении температуры воздуха на входе в двигатель плотность воздуха возрастает, увеличивается потребная работа компрессора, а располагаемая работа турбины увеличиться не может, так как насос выдает максимальную про­изводительность (шайба стоит на упоре).

В связи с этим падает частота вращения, производитель­ность насоса уменьшается, уменьшается расход топлива и снижа­ется температура газов перед турбиной, а тяга двигателя в ре­зультате увеличения массового расхода воздуха остается почти постоянной.

При уменьшении давления на 20 мм рт.ст. из-за уменьше­ния расхода воздуха тяга двигателя уменьшается на 3–4 %. Сте­пень сжатия компрессора не изменяется, так как давление падает по всему тракту двигателя.

3. ГОРИЗОНТАЛЬНЫЙ ПОЛЕТ

Для выполнений горизонтального полета подъемная сила должна уравновешивать вес самолета (силу тяжести), а сила тяги силовой установки - лобовое сопротивление самолета: у=т·g, а Р=Х (рис.8).

Величину потребной скорости в м/с можно определить из условия горизонтального полета

Потребная тяга в (кН) для горизонтального полета будет равна

Величины С_у и С_х для нахождения качества горизонтального полота К берутся с поляр горизонтального полета с учетом вли­яния сжимаемости воздуха.

3.1. Скорость и тяга, потребные для горизонтального полета.

Скорость, потребная для горизонтального полета V _гп обеспечивает создание подъемной силы, равной силе тяжести самолета. Величину потребной скорости можно определить из ус­ловия горизонтального полета

Решив это уравнение, относительно V _гп, получим выражение скорости, пот­ребной для горизонтального полета

Тяга, потребная для горизонтального полета Р _гп, определяется из условия X= Р _гп. Разделив почленно первое уравнение на второе, получим

Из этогро выражения следует, что тяга, потребная для горизонтального полета, равна

Как видно из формул, значения скорости исилы тяги, потребные для горизонтального полета, зависят от массы самолета, величины угла атаки и высоты полета.

Рис.8. Схема сил в горизонтальном полете

Рис. 9. Потребные и располагаемые тяги m = 210 т

3.2. Зависимость потребной тяги от угла атаки и скорости

1) При увеличении угла атаки самолета до критического α_кр≈22-25° коэффициент подъемной силы С_у возрастает. Для сохранения подъемной силы, равной массе самолета, скорость необходимо уменьшать. При критическом угле атаки коэффициент С_{у max} = 1,25, а скорость, потребная для горизонтального полета будет минимальной. Вычислим V _{гп min} для полетной массы самолета 210т. при высоте Н =0.

2) При уменьшении угла атаки до наивыгоднейшего α_нв=8° аэродинамическое качество увеличивается, а потребная тяга уменьшается. При α_нв=8° и К _max=17,5 потребная тяга минимальная. Если полетная масса самолета равна 210т, то , при этом скорость наивыгоднейшая у земли

При уменьшении угла атаки в сторону больших скоростей, вследствие уменьшения аэродинамического качества, тяга, пот­ребная для горизонтального полета, увеличивается.

Если горизонтальный полет происходит на скоростях, кото­рым соответствует число М>0,4, то вследствие сжимаемости воздуха коэффициент С_у и С_х увеличиваются, а аэродинамическое качество К несколько уменьшается. Уменьшение аэродинамическо­го качества вызывает увеличение потребной тяги.

Для вычисления Р _гп необходимо иметь поляры режимов го-ризонтальных пакета. Для построения поляр режимов горизонталь­ного полета берутся поляры для различных значений числа М, в этой системе координат наносятся кривые, которые показываютдля. каждого значения С_у (угла атака) величину С_х с учетом сжимаемости воздуха. Эти кривые носят название поляр горизон­тального полета (полетные поляры).

Выполняя горизонтальный полег при больших значениях числа М на заданной высоте, самолет как бы "переходит" с поля­ры одного числа М на поляру другого числа М. Для определения Р _гп из полетных поляр берут значения С_у и С_х, по которым вы­числяют аэродинамическое качество и потребную тягу для выпол­нения полета сначала на малых высотах, а затем на больших вы­сотах полета.

Таким образом, поляра режимов горизонтального полета на данной высоте показывает для каждого значения С_{у гп}, потреб­ного для горизонтального полета, значение С_{х гп} с учетом сжимаемости воздуха при различных числах М.

Поляра горизонтального полета позволяет определить все значения коэффициента С_{у гп}(скоростей полета), при которых сжимаемость воздуха влияет на коэффициент С_{х гп}.

3.3. Кривые потребных и располагаемых значений тяги

Кривые потребных и располагаемых значений тяги позво­ляю? определить основные летные характеристики самолета.

Эти кривые строят для различных полетных масс и высот. Кривая потребной тяги показывает зависимость тяги, потреб­ной для горизонтального полета, от скорости полета.

Кривая располагаемой тяги показывает зависимость распо­лагаемой тяги силовой установки самолета от скорости полета. Располагаемая тяга силовой установки самолета - это сумма тяги двигателей при,их работе на номинальном режиме.

По кривым потребных и располагаемых значений тяги (см. рис.9) можно определить следующие характерные скорости горизонтального полета самолета ИЛ-86.

1) Правая точка пересечения кривых потребных и располага­емых значений тяги дает угол атаки α = 3°, которому соответст­вует теоретически максимальная скорость горизонтального полета V_max= 900 км/ч. Самолет ИЛ-86 по условиям прочности имеет ограничение по приборной скорости на малых высотах, поэтому выполнять горизонтальный полет на максимальной скорости ЗАПРЕЩАЕТСЯ.

2) Скорость V =750км/ч Пр. является расчетной приборной скоростью, достигать которую запрещается, потому что при ее превышении наступает остаточная деформация планера.

3) Скорость V = 670 км/ч Пр. (q= 22 кН/м² с Н =0м до 8200м)

является максимальной приборной скоростью по прочности планера

самолета в обычной эксплуатации и при экстренном снижении.

4) V _нн =550км/ч Пр. Наивыгоднейшая скорость набора вы­соты соответствует максимальному произведению (Δ P·V), а зна­чит в максимальной вертикальной скорости.

5) V _нв = 510 км/ч Пр. α _нв=8°. Наивыгоднейшая скорость полета самолета соответствует К_mах = 17,5, Δ Р_mах =260кН максимальной величине угла набора высоты, минимальной потреб­ной тяге P_min 120кн, а значит и минимальному часовому рас­ходу топлива C_h =С_уд · Р.

6) V_{практ. min} =410км/ч Пр. α=10-11°. Скорость практически минимальная из соображений устойчивости и управляемости. Это скорость, которую необходимо иметь к концу уборки закрылков при взлете. На этой скорости выполняется полет по глиссаде

при убранных закрылках в зависимости от массы самолета.

Скорость практически минимально допустимая выбирается из следующих соображении:

- запас до скорости сваливания 25%;

- возможна тряска самолета из-за срыва потока;

- при малой скорости полета большие затраты тяги и рас­ходы топлива, следовательно, низкая экономичность полета;

- уменьшение запаса по α и C_у уменьшает вертикальные восходящие порывы, при которых самолет сваливается;

- при малых скоростях уменьшены запасы статической ус­тойчивости и уменьшены запасы всех видов управляемости, уве­личены расходы рулей;

- возвращение самолета с больших углов атаки на полетные углы атаки приводит к значительной потере высоты.

7) Скорость V =370км/ч Пр, на которой при данной массе в конфигурации срабатывает АУАСП.

8) Скорость V 350 км/ч Пр, на которой при данной массе и конфигурации возникает предупредительная тряска самолета.

9) Скорость сваливания V = 330км/ч Пр, α≈ 22-25°. На этой скорости при данной марсе происходит сваливание самолета. При нарушенных центровках (предельно задних) сваливание может произойти с энергичным задиранием носа и уходом в штопор.

Все скорости, на которых теоретически возможен полет само­лета, называются теоретическим диапазоном скоростей горизонталь­ного полета (Δ V _теор.). Величина этого диапазона есть раз­ность между минимальной и максимальной скоростями: Δ V _теор = V_max-V_min = 900-330км/ч.

Практический диапазон скоростей включает в себя вcе скорос­ти, на которых возможен практический полет самолета, т.е. обеспе­чивается безопасность полета: Δ VV _практ= V _{практ max}-V _{практ min} =670-410=260км/ч.

Весь диапазон скоростей горизонтального полета делится на два режима, границей между которыми является наивыгоднейшая скорость 510 км/ч Пр. Первый режим горизонтального полета вы­полняется на скоростях, больших наивыгоднейшей (510км/ч). В этом режиме самолет достаточно устойчив и управляем, этот режим ограничен числом М _mах = 0,88 и V_max = 670км/ч Пр.

Если при полете на V Пр = 600 км/ч Пр самолет уменьшит скорость, та для сохранения высоты полета пилот возьмет штур­вал на себя, увеличивая тем самым угол атаки. Это приведет к тому, что лобовое сопротивление будет изменяться при уменьшении скорости по кривой Р _гп. Возникает избыточная тяга Δ Р возвращающая самолет на исходную скорость полета.

Дата добавления: 2015-05-08