Аэродинамические характеристики летательного аппарата

Несущие поверхности самолета (крылья, горизонтальное оперение, фюзеляж) предназначены для создания аэродинамической подъемной силы при его поступательном движении.

Самолеты отличаются своей аэродинамической компоновкой (утка, бесхвостка, летающее крыло). Крылья самолета различаются профилями, формой, конструкцией.

Аэродинамические характеристики – данные, характеризующие силовое взаимодействие самолета с воздухом и режим его обтекания в конкретных условиях движения.

Важнейшими для описания динамики движения летательного аппарата являются следующие аэродинамические характеристики: сила лобового сопротивления и подъемная сила [10].

Рассмотрим эти силы подробнее:

Сила лобового сопротивления определяется следующим

соотношением [2]

где – коэффициент лобового сопротивления, который определяется,

конструктивными особенностями конкретного объекта;

– площадь крыльев, ;

– плотность воздуха, кг/ ;

– скорость движения самолета, м/с.

Подъемная сила определяется следующим соотношением [2]

где – коэффициент подъемной силы.

Коэффициенты подъемной силы, а так же лобового сопротивления не являются постоянными величинами и зависят от угла атаки, выпускания закрылок и предкрылок, тормозных щитков, а так же стоек шасси (рис.3.3) [5].

Рисунок 3.3 – Зависимость коэффициента подъемной силы от угла атаки при различных углах выпуска закрылок самолета Ту-134

Подъемна сила и сила аэродинамического сопротивления существенно влияют на послепосадочный пробег. Например, после приземления самолет

Ил-86 опускается на переднюю опору, выпускаются спойлеры и щитки, включается реверс тяги двига­телей; коэффициент подъемной силы самолета изменяется с =1.5-1.6 до =0.3-0.4, а коэффициент увеличивается. Снижение уменьшает подъемную силу, увеличивается давление колес на ВПП, значительно увеличивается сила трения и эффективно (без юза) используются тормоза. Увеличение и силы лобового сопротивления вызывает уменьшение длины послепосадочного пробега [9].

Функциональную схему блока лобового сопротивления можно изобразить следующим образом:

Рисунок 3.4 – Функциональная схема блока лобового сопротивления

На входе блока скорость летательного аппарата, на выходе сила лобового сопротивления. Аналогичным образом выглядит модель блока формирования подъемной силы.

Шасси самолета

Шасси – совокупность опор самолета, необходимых для стоянки и передвижения на земле, для разбега при взлете, а также пробега и торможения при посадке. Шасси самолета состоит из основных опор, передней носовой опоры, вспомогательных опор и створок, закрывающих ниши для уборки шасси. Основная и носовая опоры воспринимают статические и динамические нагрузки, действующие на самолет. Вспомогательные опоры обеспечивают устойчивость самолета на земле.

Основные элементы опоры: амортизатор; стойка шасси (основной силовой элемент) с системой жестких подкосов, воспринимающих реакцию земли и крепящих опоры к крылу или фюзеляжу; складывающийся подкос, уменьшающийся по длине при убирании стойки шасси; фиксирующие замки убранного и выпущенного положений опоры; подъемник шасси; тележки с колесами; рулежное устройство, поворачивающее носовую опору; тормозные устройства, уменьшающие длину пробега [2].

Конструктивные схемы шасси, применяемые на самолетах различны. В рассматриваемой нами модели возможно применение различных типов шасси: трехопорное (ТУ-134, Су-33) и четырехопорное (Ил-86) шасси с передней носовой поворотной опорой. В данных самолетах основная нагрузка приходится на основные опоры шасси, расположенные сзади центра тяжести самолет, кроме того, в данной модели возможно использование трехопорного шасси с задней поворотной стойкой (рис 3.5, 3.6, 3.7) [2].

Рисунок 3.5 – Трехопорное шасси с передней поворотной опорой

Рисунок 3.6 – Трехопорное шасси с задней поворотной опорой

Рисунок 3.7 – Четырехопорное шасси с передней поворотной опорой

На данных рисунках приняты следующие обозначения:

– горизонтальная составляющая скорости (м/с);

ООШ – основная опора шасси;

ДОШ – дополнительная опора шасси.

Рисунок 3.8 – Силы и моменты, действующие на колесо

В данной имитационной модели будет использоваться такое понятие, как группа тормозных колес или тормозная группа. Под группой тормозных колес будем понимать, тормозные колеса, имеющие одинаковую вертикальную нагрузку.

Таким образом, группой тормозных колес могут быть, в том числе, тормозные колеса, располагающиеся на разных опорах, но имеющие одинаковые весовую нагрузку.

Введение данного понятия обусловлено тем, что в различных ситуациях тормозные колеса одной опоры, могут иметь как одинаковые, так и различные весовые нагрузки.

В частности, тормозные системы внешних пар колес относительно фюзеляжа аэробуса Ил-86 в течение всего цикла предварительных летных испытаний (10 посадок на сухие и мокрые ВПП) осуществляли поиск экстремума в 1.8 раза чаще, чем тормозные системы внутренних пар колес. Данное обстоятельство, говорит о неравномерном распределении веса самолета на внешние и внутренние пары тормозных колес каждой опоры.

Используя тормозные группы, оператор может объединять тормозные колеса по своему усмотрению, используя в качестве критерия, общность поведения при осуществлении послепосадочного торможения (рис.3.9).

Рисунок 3.9 – Три группы тормозных колес с неравномерной нагрузкой на тормозные колеса каждой стойки (Ил-86)

На различных ЛА основная стойка шасси может иметь от одного до шести колес. В частности, каждая опора основного шасси самолета Су-33 имеет в своем составе по одному тормозному колесу КТ81-310, в то время как Ту-134 и Ил-86 по четыре КТ-156Д и КТ 171-010 соответственно.

Однако по сравнению с ТУ-134 и СУ-33 основное шасси Ил-86 состоит из трех опор, что определяет различное распределение веса по стойкам основного шасси.

Если тормозная группа имеет в своем составе несколько колес, то нет необходимости рассчитывать угловую скорость, момент сцепления, тормозной момент, момент инерции, а также скольжение для каждого колеса в отдельности. Будем считать данные величины одинаковыми для все элементов тормозной группы, поскольку внешние и внутренние факторы (весовую нагрузку, состояние взлетно-посадочной полосы, силу трения и т.д.) можно принять для них идентичными.

Для определения угловой скорости колеса воспользуемся следующей формулой [3]

где – угловая скорость тормозного колеса (рад/с);

– момент инерции колеса, ;

– момент сцепления колеса, ;

– тормозной момент колеса, .

Момент инерции колеса определяется следующим образом

где – масса тормозного колеса, кг;

– радиус тормозного колеса, м.

Для определения величины скольжения (s) используются угловые скорости свободного и тормозного колеса. Скорость свободного колеса определяется из линейной скорости движения всего самолета [2].

где – скольжение колеса;

– угловая скорость свободного колеса, рад/с.

Функциональную схему расчета скольжения для группы тормозных колес можно представить в виде рисунка 3.10.

Рисунок 3.10 – Функциональная схема расчета скольжения для группы тормозных колес

Авиадвигатель

Основные виды применяемых авиадвигателей следующие: газотурбинные, (турбореактивные и турбовинтовые), прямоточные воздушно реактивные, жидкостные ракетные и поршневые.

На современных самолетах чаще всего применяются турбореактивные и турбовинтовые двигатели.

Тяга в турбореактивных двигателях (ТРД) создается за счет вытекающих из сопла газов. ТРД применяются на самолетах со скоростями полета до

3000 км/ч и высотами до 30 км. Тяга в турбовинтовых двигателях создается воздушным винтом и частично реакцией вытекающих из сопла газов. Такие двигатели имеют лучшие, чем у ТРД тяговые характеристики на скоростях полета до 1000 км/ч и высотами до 13 км. ТРД и ТВД на самолете чаще всего размещаются на пилоне крыла и на хвостовой части фюзеляжа [10, 11].

На Су-33 используется силовая установка, состоящая из двух турбореактивных двигателей АЛ-31К. Ту-134 имеет в своем составе два двигателя Д-30 II серии, а Ил-86 четыре типа НК-86. Отличительной особенностью двигателя Су-33 является отсутствие реверса, по сравнению с

Д-30 серии II и НК-86.

Во время торможения самолета авиационные двигатели работают в, так

называемом, переходном режиме, при котором основные параметры (тяга,
мощность, частота вращения и т.п.) изменяются во времени. К таким режимам

относятся: режим земного малого газа (МГ) и режим реверса (Р)[2]. Время перехода с режима малого газа на режим обратной тяги составляет 8-10 секунд. Здесь учтено требование British Civil Airworthiness Requirements (BCAR) - трехсекундный интервал перед включением реверса тяги после касания для того, чтобы иметь уверенность, что все колеса коснулись ВПП. Поэтому с момента касания практически проходит около 3 секунды до включения реверса, 1 секунда необходима для переключения рычага управления реверсом, 5-8 секунд на нарастание обратной тяги (рис.3.11) [5].

Рисунок 3.11 – Режим работы двигателей

С учетом полученных данных, модель авиадвигателя представлена на рисунке 3.12.

Рисунок 3.12 – Блок тяги двигателя

На данном рисунке приняты следующие обозначения:

– сила тяги авиационного двигателя в режиме “малый газ”, Н;

– сила тяги авиационного двигателя в режиме “реверс”, Н;

– ключ, переключающий авиационный двигатель из одного режима в другой.