Общие сведения о наборе высоты

Динамика Полёта

— раздел аэромеханики, изучающий динамические свойства и  движение летательного аппарата различного назначения. В Д. п. исследуется движение летательного аппарата как в целом по траектории (траекторное движение), так и движение относительно его центра масс в установившемся и переходном режимах, а также при наличии разного рода возмущений (возмущённое движение), устойчивость летательного аппарата на различных режимах полёта (см. Режимы летательного аппарата) и его управляемость, как при использовании «классических органов управления, так и «новых», появившихся в 80 х гг. (см. Непосредственное управление подъёмной и боковой силами).

Все возрастающая скорость полёта и улучшающаяся манёвренность  летательного аппарата оставляет пилоту всё меньше времени на принятие решения, и его исполнение требует все  более широкого использования автоматики. Поэтому в Д. п. значительное внимание уделяется синтезу систем управления (см. Автоматическое управление) и эргономике (см. Эргономика авиационная) системы «летательный аппарат — человек» (см. Лётчик), разработке систем улучшения устойчивости и управляемости.

Существенное место  в Д. п. отводится разработке методов  создания и создания летательного аппарата с заданными летно-техническими характеристиками (см. Аэродинамический расчёт). Рост скоростей полёта и нагрузок на летательный аппарат и его элементы (крыло и т. п.) привели к тому, что стало необходимым учитывать и в определенной мере исключать влияние на летно-технические характеристики летательного аппарата его упругих свойств (см. Аэроупругость). Быстрое развитие средств автоматики позволили приступить к разработке и в конце 80 х гг. создать первые системы, учитывающие это влияние, — активные системы управления.

Решение возникающих  в Д. п. задач базируется на знании и выборе аэродинамических характеристик  летательного аппарата (см. Аэродинамика), (см. Аэродинамические силы и моменты); параметров силовой установки (типа двигателей авиационных, тяги или мощности двигателей, их зависимости от высоты и скорости полёта — (см. Характеристики двигателя); взаимного расположения элементов летательного аппарата (крыла, оперения, двигателей и т. п. — см. Аэродинамическая схема); характеристик  атмосферы (см. Атмосферное возмущение), (см. Сдвиг ветра); характеристик  и состава бортового и наземного  оборудования (см. Бортовое оборудование), (см. Бустерное управление), (см. Электродистанционная система управления). При этом проектируемые и разрабатываемые устройству и системы апробируются в виде моделей в аэродинамических трубах и других экспериментальных установках, при полунатурном моделировании на пилотажных стендах, натурных испытаниях в летных исследованиях и доводятся в процессе лётных испытаний.

Математической основой  Д. п. являются теоретическая механика (см. Уравнения движения), теории устойчивости и систем автоматического регулирования, методы оптимизации и статистические методы анализа и синтеза динамических систем. 
 
 
 

Общие сведения о наборе высоты  

   Схема сил, действующих на самолет при  наборе высоты, изображена на рис. 1.

   Для осуществления  набора высоты необходимо:

   а) для выполнения полета с постоянным углом набора:

   

   б) для выполнения набора высоты с постоянной скоростью:

   

Рис.1

   

  

   Воспользовавшись  первым условием:

   

   определим скорость, потребную при наборе высоты:

   

   Так как  углы набора транспортных самолетов  небольшие, то подъемная сила самолета практически равна полетному  весу самолета. Учитывая это, скорость при наборе высоты практически равна  скорости горизонтального полета и  зависит от полетного веса самолета, угла атаки и плотности воздуха (температуры, давления и высоты полета). Влияние этих факторов на потребную  скорость рассмотрено в гл. 3. Воспользовавшись вторым условием P = X + G sinqн определим тягу, потребную при наборе высоты.

   Для уравновешивания  лобового сопротивления при наборе высоты необходима тяга такая же, как  и в горизонтальном полете, т.е. Pгп = Х= G/К. Составляющую веса G sinqн уравновешивает избыток тяги DР. Следовательно,

   

   Как видно, тяга, потребная для набора высоты, больше тяги, потребной в горизонтальном полете, на величину Gsinqн=DР, причем, чем больше полетный вес и угол набора, тем требуется больше дополнительной тяги.

   При выполнении набора высоты DР=Gsinqн. Из этого выражения можно определить угол набора высоты:

   

   Как видно  из формулы, величина угла набора высоты зависит от избытка тяги DР и веса самолета.

   Наибольший  угол набора самолет имеет при  угле атаки, близком к наивыгоднейшему, так как при этом избыток тяги максимальный.

   Вертикальная  скорость набора высоты – это высота, которую набирает самолет за 1 с. Из треугольника скоростей (см. рис.1):

   

   Как видно  из формулы, вертикальная скорость набора зависит от скорости набора, избытка  тяги и веса самолета. Наибольшую вертикальную скорость имеет самолет при данном полетном весе на угле атаки, где (DР×Vн)max.

   Скорость  полета, при которой самолет имеет  Vу mах, называется наивыгоднейшей скоростью набора высоты Vнв.наб.

   При уменьшении веса самолета потребная тяга горизонтального  полета уменьшается, а избыток тяги увеличивается. Кроме того, при меньшем  полетном весе его составляющая Gх=Gsinqн также меньше. Следовательно, самолет, имеющий меньший полетный вес, при одном и том же угле атаки имеет большую вертикальную скорость и угол набора высоты. С поднятием на высоту при любом угле атаки избыток тяги уменьшается, а значит, угол набора высоты и вертикальная скорость также уменьшаются.

   Уменьшение  избытка тяги происходит вследствие уменьшения располагаемой тяги с  поднятием на высоту. Кроме того, при наборе высоты полетный вес самолета вследствие выгорания топлива уменьшается, благодаря чему несколько задерживается  уменьшение избытка тяги, угла набора и вертикальной скорости. 

Движение самолета с учетом его вращения изучается  в разделе динамики полета «Устойчивость  и управляемость самолета». В  этом разделе используются следующие  основные понятия:

1. Балансировка самолета – состояние равновесия всех действующих на самолет моментов в установившимся режиме полета, обеспечиваемое для каждой конфигурации самолета соответствующим отклонением рулей, которые называются балансировочными. Обычно по результатам летных испытаний и расчетов строятся балансировочные диаграммы, которые показывают зависимость балансировочного отклонения рулей от скорости или других параметров полета. По балансировочным диаграммам оценивается возможность балансировки самолета на заданных режимах полета.  
    
2. Управляемость – свойство самолета отвечать соответствующими линейными и угловыми перемещениями в пространстве на отклонение рычагов управления (штурвала и педалей).  
   Под управляемостью понимается способность самолета изменять по воле пилота, т.е. в ответ на отклонение рулей, положение в пространстве и переходить с одного режима полета на другой, или, как часто говорят, «способность самолета ходить за ручкой управления». Для обеспечения управляемости необходим дополнительный к балансировочным углам запас отклонения рулей. Управляемость оценивается критериями управляемости, которые обычно определяют потребное отклонение рулей или рычагов управления для заданного изменения параметров полета.  
    
3. Устойчивость – свойство самолета восстанавливать без вмешательства пилота кинематические параметры невозмущенного движения и возвращаться к исходному режиму полета после прекращения действия возмущений.

В полете самолет  находится под постоянным воздействием различных возмущений, связанных  с перемещением воздушных масс в  атмосфере. Эти возмущения стремятся  вывести самолет из равновесия и  изменить режим полета. В таких  условиях благодаря устойчивости упрощается пилотирование самолета, т.к. самолет  сохраняет заданный режим полета и парирует возникающие возмущения самостоятельно. Выдающийся русский  аэродинамик Н.Е. Жуковский в одной  из своих научных работ назвал это качество «прочностью движения». Пилоты, чтобы отметить высокую устойчивость самолета, говорят, что «самолет плотно сидит в воздухе».

Для количественной оценки устойчивости используются различные  критерии устойчивости, которые определяют реакцию самолета или характер переходного  процесса при воздействии на самолет  внешнего возмущения.

Для упрощения  рассуждений устойчивость самолета условно делят на динамическую и статическую. Рассмотрим различие между статической и динамической устойчивостью на примере реакции самолета на воздействие вертикального восходящего порыва ветра, за счет которого происходит увеличение угла атаки. Т.к. рассматривается устойчивость самолета, то пилот не вмешивается в управление, и самолет должен «самостоятельно» вернуться к первоначальному углу атаки после прекращения действия порыва ветра. Очевидно, что для этого необходимо при увеличении угла атаки возникновение пикирующего момента, стремящегося уменьшить угол атаки. Такой момент называется стабилизирующим. Он всегда направлен на возврат самолета к первоначальному режиму полета. А способность самолета создавать стабилизирующие моменты и называется статической устойчивостью.

Однако возникновение  стабилизирующего момента не всегда приведет к возврату самолета на первоначальный угол атаки. Например, при излишне  большом значении стабилизирующего момента возможно возникновение  незатухающих колебаний относительно исходного угла атаки. В этом случае говорят, что самолет, обладая статической  устойчивостью, динамически неустойчив. Таким образом, статическая устойчивость является необходимым, но недостаточным  условием динамической устойчивости, которую можно рассматривать  как полную устойчивость в соответствии с приведенным выше определением.

Для статически неустойчивого самолета при увеличении угла атаки возникает дестабилизирующий кабрирующий момент, под действием которого происходит дальнейшее увеличение угла атаки, и возврат к первоначальному углу атаки без вмешательства пилота будет невозможен. Поэтому в этом случае можно сразу сделать вывод, что самолет не обладает статической, а, следовательно, и динамической устойчивостью.

Взлёт аэродинамических летательных аппаратов

Взлёт самолёта

Airbus A320-200 взлетает в аэропорту Лутон, Англия 

По сравнению  с другими типами летательных  аппаратов самолёт имеет самую  продолжительную по времени и  самую сложную по организации  управления фазу взлёта. Взлёт начинается с момента начала движения по взлетно-посадочной полосе для разбега и заканчивается  на высоте перехода.

Взлёт считается  одним из самых сложных и опасных  этапов полёта: во время взлета могут  отказать двигатели, работающие в условиях максимальной тепловой и механической нагруженности, самолет (относительно других фаз полёта) максимально заправлен топливом, а высота полета еще мала. Самая большая катастрофа в истории авиации произошла именно на взлёте.

Конкретные правила  взлета для каждого типа воздушного судна описаны в руководстве по летной эксплуатации самолета. Коррективы могут вносить схемы выхода, особые условия (например, правила снижения шума), однако, существуют некоторые общие правила.

Для разгона  двигатели обычно устанавливают  на взлётный режим. Это чрезвычайный режим, продолжительность полета на нем ограничена несколькими минутами. Иногда (если позволяет длина полосы) при взлёте допустим номинальный режим^[1].

Перед каждым взлётом штурман рассчитывает скорость принятия решения (V₁), до которой взлёт может быть безопасно прекращён, и самолёт остановится в пределах взлётно-посадочной полосы (ВПП). Рассчёт V₁ учитывает множество факторов, таких, как: длина ВПП, её состояние, покрытие, высота над уровнем моря, метеоусловия (ветер, температура), загрузка самолёта, центровка, и другие. В случае, если отказ произошёл на скорости, большей V₁, единственным решением будет продолжить взлёт и затем произвести посадку. Большинство типов самолётов гражданской авиации сконструированы так, что, даже если на взлёте откажет один из двигателей, мощности остальных хватит на то, чтобы, разогнав машину до безопасной скорости, подняться на минимальную высоту, с которой можно зайти на глиссаду и посадить самолёт.