Предельная скорость самолета

Потребной скоростью планирования называется скорость по траектории, необходимая для создания подъемной силы, равной нормальной составляющей веса самолета G cos на данном угле атаки:

откуда

(6.5)

Максимальная скорость планирования может превышать максимальную скорость горизонтального полета.

Так, например, при крутом или отвесном пикировании, когда самолет летит на очень малых углах атаки, можно получить большие скорости по сравнению с горизонтальным полетом.

Предельная скорость полета самолета на планировании - это скорость установившегося пикирования на угле атаки нулевой подъемной силы. Эта скорость определяется из равенства X=G. Подставив значение развернутой формулы лобового сопротивления и решив уравнение относительно V²_пред, получим (в м/с)

(6.6)

Предельная скорость планирования при отвесном пикировании самолетов Як-52 и Як-55 превышает максимальную скорость горизонтального полета почти в 3 раза. На практике ее достичь невозможно из-за ограничения прочности самолетов.

УГОЛ ПЛАНИРОВАНИЯ САМОЛЕТА

Для определения угла планирования запишем уравнение движения самолета в следующем виде

G_sin =X,

G_cos =Y.

Разделив первое равенство на второе, получим

(6.7)

Из полученной формулы видно, что угол планирования зависит только от аэродинамического качествасамолета. Следовательно,

Минимальный угол планирования достигается при наивыгоднейшем угле атаки, когда аэродинамическое качество самолета достигает максимального значения:

Для самолета Як-52 - _мин =5° (с убранными шасси и посадочными щитками при нулевой тяге двигателя).

Для самолета Як-55 - _мин = 6°.(при нулевой тяге двигателя).

При планировании с работающим двигателем угол планирования можно подсчитать по формуле

(6.8)

При выпуске шасси и посадочных щитков на самолете Як-52 аэродинамическое качество уменьшается, а угол планирования увеличивается.

Угол планирования можно определить графически по поляре самолета (если она построена в одинаковых масштабах для С_У и С_Х), проведя из начала координат вектор к соответствующей точке кривой (Рис. 98, а, б). Угол, образованный вектором и осью Су, покажет величину угла планирования.

Рис. 98 Примерный вид поляры самолета в одинаковых масштабах для Су и Сх

Минимальный угол планирования _мин получим, проведя касательную к кривой из начала координат.

Из рисунка видно, что каждая прямая, кроме касательной, проведенная к кривой из начала координат, пересекает эту кривую в двух точках, отмечая два угла с одинаковым качеством. Следовательно, один и тот же угол планирования может быть при малом угле атаки и большой скорости, и при большом угле атаки и при малой скорости.

Так как качество самолета зависит только от угла атаки, то, следовательно, угол планирования от высоты полета и веса самолета, при условии, что вес самолета увеличен без прироста С_Х, не зависит.

ПОЛЯРА СКОРОСТЕЙ ПЛАНИРОВАНИЯ

График, показывающий зависимость вертикальной скорости снижения от поступательной скорости на различных углах атаки, называется полярой скоростей планирования или указательницей глиссадпланирования.

Для построения поляры скоростей планирования необходимо иметь поляру самолета (планера). Расчет поляры скоростей планирования производят с помощью таблицы для нескольких высот полета.

Задавшись рядом значений углов атаки, определяем величины коэффициентов подъемной силы и лобового сопротивления.

Определив Су и Сх и зная полетный вес самолета (планера) и высоту полета, рассчитывают, как показано в таблице, значения аэродинамического качества, угла планирования, скорости планирования, скорости снижения для каждого угла атаки.

По расчетным данным строят поляру скоростей планирования (Рис. 99). По поляре скоростей планирования можно определить ряд характерных скоростей и режимов планирования.

1.Экономическая скорость планирования и соответствующий ей экономический угол атаки определяются проведением параллельно оси абсцисс касательной к поляре скоростей. В точке касания находится экономический угол атаки, а перпендикуляр, восстановленный из точки касания на ось скоростей планирования, обозначит экономическую скорость планирования. Планирование на экономической скорости будет происходить с наименьшей скоростью снижения u_У.

2. Наивыгоднейшую скорость планирования и наивыгоднейший угол атаки a_наив можно найти проведением касательной из начала координат к поляре скоростей. В точке касания находим угол атаки, в точке пересечения перпендикуляра, восстановленного из точки касания с осью скорости, - наивыгоднейшую скорость. На этой скорости угол снижения минимальный, а дальность планирования - максимальная.

3. Два угла атаки (a₁ и a₂) при одинаковом угле снижения находятся, если из начала координат провести секущую к поляре скоростей. Так же как на поляре самолета (Су = f (Cx, a)), на поляре скоростей планирования определяются два режима планирования I и II, границей раздела которых является наивыгоднейшая скорость полета.

Рис. 99 Поляра скоростей планирования

Наибольшее применение поляра скоростей планирования имеет в планеризме; она более удобна для практического использования, чем обычная поляра планера, так как на ней нанесены характеристики, непосредственно измеряемые в полете. Для планериста важно: зная фактический диапазон скоростей полета планера, выбрать такие значения горизонтальных скоростей, которые удовлетворяли бы заданному режиму снижения (u_усн).

ДАЛЬНОСТЬ ПЛАНИРОВАНИЯ

Расстояние, проходимое самолетом (планером) относительно земли за время планирования с даннойвысоты, называется дальностью планирования. Она является одной из важнейших характеристик самолета и особенно планера.

Найдем, какое расстояние пролетит самолет с высоты Н, если угол планирования его равен _пл.

Из Рис. 100 видно, что L_ПЛ - это расстояние, проходимое самолетом относительно земли, которое называется дальностью планирования.

Из Рис. 100 определим

(6.9)

Но так как при планировании

то получим

(6.10)

откуда находим

(6.11)

Из формулы (6.11) следует, что дальность планирования увеличивается с увеличением высоты полета и аэродинамического качества самолета. Наибольшая дальность может быть достигнута при полете на наивыгоднейшем угле атаки, так как в этом случае аэродинамическое качество имеет максимальную величину.

Скорость, при которой достигается наибольшая дальность планирования, называется скоростью наибольшей дальности планирования. Эта скорость по своей величине близка к наивыгоднейшей скорости горизонтального полета.

Рис. 100 К определению дальности планирования

Рис. 101 Влияние ветра на дальность планирования

Рассмотрим факторы, влияющие на дальность планирования.

1. Вес самолета, как можно заключить из формулы (6.11), на дальность планирования влияния не оказывает. Изменение веса самолета сказывается только на скорости планирования. Эти выводы верны при полете в штиль.

2. При наличии ветра дальность полета изменяется так, как изменяется путевая скорость. Движение самолета при наличии ветра состоит из движения его относительно воздуха и перемещения его воздухом относительно земли со скоростью ветра.

Дальность планирования в этом случае определяется по формулам:

L_ПЛ=Н×k + W×t – при попутном ветре

(6.12)

L_ПЛ=Н×k - W×t – при встречном ветре

где t - время планирования,с;

W - скорость ветра, м/с.

При наличии ветра вес самолета оказывает некоторое влияние на дальность планирования, так как с увеличением веса самолет планирует с большей скоростью (на том же угле атаки), время на планирование затрачивается меньшее, поэтому путь, на который он относится ветром (W×t), окажется тоже меньше, а, следовательно, и дальность также будет меньше, чем в безветрие.

3. Влияние механизации крыла. Отклонение закрылков или посадочных щитков всегда сопровождается уменьшением аэродинамического качества, вследствие чего ухудшаются характеристики снижения: увеличиваются вертикальная скорость и угол планирования, уменьшается дальность планирования.

Как следует из формулы (6.5), помимо аэродинамического качества, на вертикальную скорость снижения оказывает влияние удельная нагрузка на крыло .

Для современных самолетов, даже при относительно хороших значениях аэродинамического качества, из-за большой удельной нагрузки на крыло скорости снижения достигают больших величин.

Планеры предназначены для парящих полетов, т. е. таких полетов, в которых вертикальная скорость снижения планера должна быть меньше вертикальной скорости воздуха в восходящих потоках. Потому планеры, имея значительно меньшую удельную нагрузку на крыло и большие значения аэродинамического качества (доходит до 50), могут в восходящих потоках совершать полеты без потери высоты и даже увеличивать ее, т. е. совершать парящий полет.

ВЛИЯНИЕ ВЕТРА НА ПЛАНИРОВАНИЕ

Так же, как и в наборе высоты, на планировании ветер не влияет на скорость и угол атаки. Летные качества самолета остаются неизменными относительно воздушной среды, изменяется только дальность планирования.

Рассмотрим планирование самолета при безветрии, встречном и попутном ветре. Пусть самолет планирует с высоты Н в некоторую точку А на определенном режиме (Рис. 102, а). При встречном ветре самолет будет сносить ветром назад со скоростью U. Сложив скорость планирования и скорость ветра по правилу треугольника, получим скорость полета самолета относительно земной поверхности V_зем. Относительно земной поверхности угол планирования увеличивается, а относительно воздушной среды остается прежним (Рис. 102, б). Летчику будет казаться, что он планирует в точку А, а на самом деле в точку М. Дальность планирования уменьшается и будет равна (в м)

L₁=L-Ut,

где t - время планирования с высоты, с.

При попутном ветре самолет сносит ветром вперед со скоростью U. В этом случае угол планирования относительно земной поверхности уменьшается, а относительно воздушной среды остается неизменным (Рис. 102, в). Дальность планирования увеличивается:

L₂=L+Ut.

Подставив значение L=HK, получим

L₁,₂=HK±Ut (6.13)

Время планирования от ветра не зависит (при условии, что ветер горизонтален), так как скорость V_y остается постоянной величиной.

Изменение веса самолета влияет на дальность планирования следующим образом. При увеличении полетного веса самолета увеличивается скорость планирования V_ПЛ. Следовательно, вертикальная скорость планирования V_У увеличивается, время планирования t_ПЛ уменьшается. При уменьшении веса самолета наблюдается обратная картина.

Для получения максимальной дальности планирования при сильном встречном ветре планирование необходимо осуществлять со скоростью, большей наивыгоднейшей v_НВ.

Допустим, что самолет Як-55 на режиме, соответствующем наиболее пологому планированию при безветрии, планирует против сильного ветра, скорость которого равна U=25 м/с (Рис. 103, а), у самолета Як-55 минимальный угол планирования составляет _мин=6⁰; при этом наивыгоднейшая скорость полета равна v_НВ=137 км/ч.

Изменив угол планирования так, чтобы он соответствовал большей скорости планирования при безветрии, например, при угле планирования, равном '=10°, что у самолета Як-55 соответствует скорости планирования, равной V_ПЛ=164 км/ч, видно, что дальность планирования увеличивается (Li>L) (Рис. 103, б).

При планировании с попутным ветром необходимо выдерживать скорость полета немного меньше наивыгоднейшей, но и не меньше экономической, для того чтобы получить максимальную дальность.

Однако на малой высоте (примерно 500...600 м) скорость планирования ни при каких условиях не должна быть менее наивыгоднейшей, с целью безопасности полета.

Рис. 102 Влияние ветра на дальность планирования и на угол планирования относительно земли

Рассмотрим планирование при нисходящем и восходящем потоке ветра (Рис. 104). Пусть самолет планирует со скоростью У_ПЛ при нисходящем вертикальном течении, скорость которого U. Вертикальная скорость снижения V_У возрастает (Рис. 104, а), время и дальность планирования уменьшаются. Следовательно, при вертикальном потоке ветра, направленного вверх, дальность и время планирования увеличиваются, так как вертикальная скорость снижения уменьшается (Рис. 104, б).

Рис. 103 Получение максимальной дальности планирования при сильном встречном ветре

Рис. 104 Влияние нисходящих и восходящих воздушных потоков на вертикальную скорость относительно земли

ВЕРТИКАЛЬНАЯ СКОРОСТЬ ПЛАНИРОВАНИЯ

Высота, которую самолет теряет при планировании за единицу времени, называется вертикальной скоростью планирования. Для небольших (до 15°) углов планирования можно считать, что

Из Рис. 105 можно определить, что

отсюда найдем

Если раскрыть формулу (6.5), то получим

Анализ формулы показывает, что минимальная скорость снижения при планировании может быть получена при планировании самолета (планера) на экономической скорости, так как при этом величина имеет максимальное значение

При увеличении полетного веса самолета увеличивается потребная скорость планирования, поэтому вертикальная скорость планирования также увеличивается. Увеличение высоты полета сопровождается уменьшением массовой плотности воздуха, скорость планирования увеличивается, вследствие чего возрастает и вертикальная скорость снижения.

Рис. 105 Дальность планирования (при безветрии) тем больше, чем больше высота и чем меньше угол планирования

ПЕРВЫЕ И ВТОРЫЕ РЕЖИМЫ ПЛАНИРОВАНИЯ

Интервал первых режимов планирования - это планирование со скоростями, соответствующими углам атаки меньше наивыгоднейшего.

Интервал вторых режимов планирования, -это планирование со скоростями, соответствующими углам атаки больше наивыгоднейшего.

Границей между первым и вторым режимами является наивыгоднейший угол атаки a_НВ. в, то есть режим наиболее пологого планирования.

Вторым режимам планирования свойственны те же особенности, что и вторым режимам подъема:

ухудшение устойчивости и управляемости самолета, особенно при приближении к критическому углу атаки; изменение управления самолетом - при взятии ручки управления на себя угол планирования не уменьшается, а увеличивается.

Когда угол атаки приближается к критическому, самолет проваливается. С переходом на закритические углы атаки это явление усиливается. Такое планирование называется парашютированием. При наличии малого скольжения самолет при парашютировании может сорваться в штопор. Следовательно, на малой высоте 500...600 м и ниже планировать на вторых режимах не безопасно (на скоростях планирования, меньших наивыгоднейшей скорости горизонтального полета).

ВЗЛЕТ САМОЛЕТА

Каждый полет начинается со взлета. Взлет самолета может быть с разбегом или вертикальным. Большинство современных самолетов способно совершать взлет лишь с разбегом. В случае вертикального взлета самолет должен иметь силовую установку, которая создавала бы тягу (вертикальную силу), превышающую вес самолета.

Взлетом называется ускоренное движение самолета от момента начала разбега до набора высоты 25 м.

Рис. 106 Схема взлета самолета

Нормальный взлет состоит из трех этапов (Рис. 106): разбега, отрыва и разгона с подъемом (воздушного участка). Взлет представляет собой один из видов неустановившегося полета.

ПРОФИЛЬ И ЭЛЕМЕНТЫ ВЗЛЕТА

РАЗБЕГ САМОЛЕТА

Разбег - это начальный период взлета, представляющий собой ускоренное движение самолета по земле, необходимое для приобретения такой скорости, при которой крыло создает подъемную силу, способную оторвать самолет от земли.

На современных самолетах с трехколесным шасси разбег выполняется следующим образом.

Перед разбегом, удерживая самолет на месте с помощью тормозов главных колес шасси, летчик плавно увеличивает тягу двигателей до максимальной, затем отпускает тормоза, и самолет начинает движение на всех колесах шасси. Когда скорость самолета достигнет такой величины, при которой руль высоты становится достаточно эффективным, летчик взятием ручки на себя увеличивает угол атаки крыла и отрывает от земли носовое колесо. Дальнейшее движение самолета до отрыва происходит на главных колесах шасси.

Отрыв носового колеса необходим для придания самолету взлетного угла атаки. В процессе разбега скорость самолета увеличивается от 0 до скорости отрыва. Следовательно, разбег представляет собой прямолинейное ускоренное движение под действием внешних неуравновешенных сил.

Рис. 107 Схема сил, действующих на самолет на разбеге

Техника взлета на самолете с хвостовым колесом отличается от техники взлета самолета с 3-х колесным шасси тем, что в начале разбега летчик при достижении скорости, на которой руль высоты становится эффективным, отдачей ручки от себя опускает капот до линии горизонта и в таком положении совершает разбег. Как только скорость самолета достигнет скорости отрыва, летчик незначительным движением ручки управления на себя отрывает самолет от земли и на высоте 1 - 1,5 м совершает разгон скорости самолета до скорости подъема. После этого самолет переводится в набор высоты.

На самолет при разбеге действуют следующие силы (Рис. 107):

- сила тяги двигательной установки Р; в начале разбега ее величина максимальна, а затем по мере увеличения скорости постепенно уменьшается; у самолетов с поршневыми двигателями уменьшение тяги на разбеге более значительно, чем у самолетов с ТРД;

- сила веса самолета Q; по величине неизменна, направлена вниз;

- подъемная сила У; в начале разбега равна нулю, а в конце разбега, при отрыве, достигает величины веса самолета;

- сила лобового сопротивления Q; возрастает по мере разбега от нуля до некоторого значения (в зависимости от угла атаки, скорости, высоты полета);

- нормальная сила реакции земли N; в начале разбега равна весу самолета, а по мере нарастания скорости и увеличения подъемной силы уменьшается до нуля при отрыве;

- сила трения пневматиков о грунт F; зависит от коэффициента трения колес о землю и от силы N.

F=N × f.

Уравнения движения центра тяжести самолета при разбеге будут иметь вид:

P-Q-F= iX	(7.1)
Y-G+N=0,

где i_Х = ускорение движения.

Из уравнения следует, что в направлении движения действует неуравновешенная сила, равная разности сил Р - (Q + F) и вызывающая ускорение движения. Нарастание скорости на разбеге будет происходить тем быстрее, чем больше величина этой неуравновешенной силы.

Сила трения колес о землю равна

F=f × N=f(G-Y) (7.2)

Из формулы видно, что сила трения в конце пробега обращается в нуль, так как при отрыве G=У.

Ускорение при разбеге согласно уравнению (7.1) может быть выражено формулой

(7.3)

или

(7.4)

Ввиду того что сила тяги в процессе разбега изменяется незначительно, а сила лобового сопротивления Q при увеличении скорости увеличивается примерно в такой же мере, в какой уменьшается сила Р, ускоряющая сила на разбеге изменяется также незначительно.

Из сказанного следует, что ускорение при разбеге сохраняется постоянным (i_Х = const), т. е. разбег является равноускоренным движением самолета.

В реальных условиях среднее ускорение сильно зависит от величины коэффициента трения, который изменяется в зависимости от состояния взлетной полосы.

Для расчетов можно принять

(7.5)

где f¹ - осредненная величина коэффициента трения, зависящая от состояния поверхности ВПП.

В таблице приведены величины коэффициента трения для различных взлетных полос.

Вид взлетной полосы	f	f1
Бетон Твердый грунт Мягкий песчаный грунт Сырой вязкий грунт	0,03-0,04 0,05-0,06 0,02-г-0,30 0,25-г-0,35	0,06 0,06 0,11-0,23 0,20-0,26

ОТРЫВ САМОЛЕТА

В конце разбега самолет приобретает такую скорость, когда его несущие поверхности создают подъемную силу, равную весу самолета, и самолет отделяется от земли.

Момент отделения самолета от земли называется отрывом. Подъемная сила самолета становится несколько больше силы веса, и самолет, оторвавшись от земли, продолжает разгон скорости и переходит в набор высоты.

Скорость самолета, при которой он отрывается от земли, называется скоростью отрыва и определяется по формуле

(7.6)

В целях безопасности коэффициент подъемной силы С_Уотр предусматривается несколько уменьшенным по отношению С_Умакс и при отрыве составляет 0,8 - 0,85 С_Умакс.

Из формулы (7.6) видно, что скорость отрыва зависит от удельной нагрузки на крыло и плотности воздуха р.

На величину скорости отрыва оказывает влияние техника выполнения взлета. С целью уменьшения длины разбега иногда прибегают к отрыву самолета на меньшей скорости, для чего в конце разбега, когда самолет наберет определенную скорость (соответствующую V_мин), летчик резко выводит самолет на углы атаки, близкие к критическому (так называемый взлет с подрывом). Подъемная сила возрастает и самолет отрывается. Однако при этом скорость уменьшается до Vмин и ухудшаются характеристики устойчивости и управляемости, полет становится небезопасным.

ДЛИНА РАЗБЕГА

Длиной разбега называется путь, проходимый самолетом от старта до точки отрыва от земли. Длина разбега является одной из главных характеристик самолета, по которой определяют необходимый размер взлетно-посадочной полосы.

Рассматривая разбег самолета как равноускоренное движение с ускорением i_ср, можем записать (при отсутствии ветра): среднее время разбега

(7.7)

средняя скорость

(7.8)

но так как

то получим

(7.9)

Как следует из формулы (7.9), длина разбега зависит в основном от скорости отрыва и величины среднего ускорения на разбеге.

Для приближенной оценки влияния отдельных параметров можно воспользоваться следующей формулой:

(7.10)

где Р_СР - тяговооруженность самолета;

f - коэффициент трения.

Выясним влияние различных эксплуатационных и конструктивных факторов на длину разбега самолета.

Влияние величины силы тяги силовой установки. С увеличением силы тяги Р увеличивается ускоряющая сила Р-(Q+F), вследствие чего увеличивается ускорение и самолет быстрее (на меньшем отрезке пути) набирает скорость, равную скорости отрыва. С этим связано использование того или иного режима работы двигателя. Как правило, взлет производят на взлетном режиме, т. е. режиме наибольшей тяги (мощности). Увеличение тяги на 25% (за счет перехода на взлетный или форсажный режим) сокращает длину разбега с твердого грунта на 20 - 25%. Для сокращения длины разбега на некоторых типах самолетов при взлете применяются стартовые ускорители, представляющие собой двигатели типа ЖРД или пороховые ракеты. Они кратковременно (в течение 10 - 15 сек) создают дополнительную значительной величины тягу и тем самым сокращают длину и время разбега. Скорость отрыва самолетов с ТРД от режима работы реактивных двигателей не зависит, а у самолетов с поршневыми двигателями (и с турбовинтовыми) она может уменьшаться за счет увеличивающейся эффективности обдувки несущих поверхностей струёй от винтов, вследствие чего увеличивается С_УМАКС.

Влияние взлетного веса на длине разбега сказывается двояко. Увеличение его повышает скорость отрыва (нужна большая подъемная сила) и уменьшается ускорение (самолет становится инертнее и несколько повышается сопротивление). И то и другое увеличивает длину разбега.

Влияние состояния поверхности аэродрома связано с наличием силы трения колес о поверхность взлетной полосы. При рыхлом, мягком грунте сила трения возрастает, а ускоряющая сила [Р - (Q + Р)] уменьшается, в результате чего уменьшается ускорение, а длина разбега увеличивается. Сила трения, выраженная коэффициентом трения f, зависит от нагрузки на колеса и состояния поверхности аэродрома.

Чем меньше коэффициент трения, тем меньше сила трения F, а ускоряющая сила возрастает, что сокращает длину разбега. Поэтому применение взлетных полос с твердым покрытием является одним из способов уменьшения длины разбега.

Влияние механизации крыла. Перед взлетом на большинстве современных самолетов выпускаются щитки (или закрылки) во взлетное положение, чтобы увеличить максимальное значение коэффициента подъемной силы самолета.

Рис. 108 Взлет самолета с наклонной ВПП

При этом подъемная сила, необходимая для отрыва, возникает на меньшей скорости. Для достижения меньшей скорости требуется и меньшая длина разбега.

Влияние направления и скорости ветра. Скорость, при которой создается необходимая подъемная сила, представляет собой скорость самолета относительно воздушной массы. При встречном ветре скорость отрыва складывается из скорости самолета относительно земли и скорости ветра w.

(7.11)

Следовательно, разбег выгодно совершать против ветра, так как в этом случае скорость воздуха относительно самолета будет больше, чем скорость самолета относительно земли. И отрыв произойдет раньше.

При взлете по ветру длина разбега увеличивается ввиду того, что воздушная скорость самолета в этом случае равна разности между путевой скоростью и скоростью ветра:

(7.12)

Поэтому с целью сокращения длины разбега самолета старт разбивают таким образом, чтобы взлет совершался против ветра.

Влияние давления и температуры воздуха. От величины давления и температуры атмосферного воздуха зависят скорость отрыва и сила тяги двигательной установки. С уменьшением давления увеличивается скорость отрыва, а сила тяги уменьшается, что ведет к увеличению длины разбега. При увеличении температуры наружного воздуха длина разбега увеличивается, так как увеличивается скорость отрыва и уменьшается сила тяги. Это происходит из-за уменьшения массовой плотности р при повышении температуры. Для самолетов с ТРД можно приближенно считать, что при отклонении на 1° температуры изменяется на 1% длина разбега.

Наклон взлетной полосы. Если взлетная полоса имеет угол наклона q (Рис. 1084), то ускорение на разбеге будет отличаться от ускорения при горизонтальном разбеге на величину тогда

(7.13)

Угол наклона полосы на скорость отрыва не влияет и сказывается только на ускорении, следовательно, и на длине разбега.

ВЫДЕРЖИВАНИЕ САМОЛЕТА

Выдерживание. Экономическая скорость не дает быстрого подъема, кроме того, она является границей между интервалами первых и вторых режимов, и поэтому подъем с этой скоростью на малой высоте опасен. Следовательно, сразу же после отрыва от земли начинать подъем не следует, а необходимо предварительно набрать скорость, т. е. необходимо выдерживание для дальнейшего разгона скорости. С этой целью после отрыва летчик выдерживает самолет над землей с медленным отходом от нее.

ПОДЪЕМ САМОЛЕТА

Подъем. Как уже говорилось выше, выдерживание самолета над землей имеет цель увеличения скорости полета до величины, необходимой для безопасного и быстрого подъема.

Подъем самолета необходимо осуществлять на скорости не менее 170 км/ч для самолета Як-52 и 150 км/ч - для самолета Як-55.

В летной практике иногда выдерживают самолет над землей до несколько меньшей скорости подъема, уменьшая при этом этап выдерживания, и переводят самолет на пологий подъем, во время которого скорость возрастает до взлетной, и только после этого летчик устанавливает нормальный угол подъема.

Однако следует помнить, что, переводя самолет на подъем при скорости значительно меньшей, чем взлетная, летчик замедляет разгон и, главное, будет управлять самолетом на режиме, близком к границе вторых режимов. Поэтому в первые секунды подъема запас скорости мал, что потребует от летчика усиленного внимания и безупречного пилотирования.

ВЗЛЕТНАЯ ДИСТАНЦИЯ

Путь, проходимый самолетом от начала разбега до места набора высоты 25 м, называется взлетной дистанцией.

Взлетная дистанция включает в себя длину разбега и воздушный участок пути от места отрыва до места набора высоты 25 м.

Длина воздушного участка зависит от среднего угла наклона этого участка

(7.14)

Чем меньше угол подъема, тем больше воздушный участок, тем больше и взлетная дистанция.

После отрыва на самолетах с ТРД на воздушном участке производится выдерживание с постепенным отходом от земли и разгоном скорости. Набрав нужную скорость, летчик переводит самолет в набор высоты, который отличается от выдерживания более крутой траекторией. Все движение от начала разбега представляет собой разгон, который требует избытка тяги, т. е. ускоряющей силы. На воздушном участке эта сила определяется по формуле

(7.15)

где - угол набора.

ВЗЛЕТ С БОКОВЫМ ВЕТРОМ

Наличие бокового ветра ухудшает взлетные характеристики самолета и усложняет технику его выполнения, так как несимметричное обтекание крыла создает разность в величине подъемных сил правого и левого полу крыльев. В результате получается накренение самолета на разбеге и снос по ветру после отрыва от земли. Несимметричное же обтекание вертикального оперения и фюзеляжа создает разворачивающий момент против ветра (Рис. 109).

Рис. 109 Взлет самолета с боковым ветром

При разбеге кренящий момент от бокового ветра будет создавать разную нагрузку на колеса шасси. У более нагруженного колеса большей будет и сила трения, которая начнет разворачивать самолет по ветру.

Однако разворачивающий момент от боковых сил фюзеляжа и оперения по величине значительно превосходит разворачивающий момент от разности в подъемных силах крыла, в результате чего самолет будет разворачиваться против ветра. Для устранения разворота самолета при разбеге летчик использует элероны и руль направления. Однако их эффективность в начале разбега мала и возрастает с увеличением скорости, поэтому в начале разбега парировать разворот труднее. Очевидно, что и величина отклонения рулей для предупреждения разворота будет больше в начале разбега, а затем по мере набора самолетом скорости отклонение рулей уменьшают, так как они становятся эффективнее. Поэтому при взлете с боковым ветром основное внимание летчика должно быть сосредоточено на недопущении кренов и соблюдении прямолинейности разбега. Для этого необходимо:

- для уменьшения кренящего момента во время разбега отклонять ручку управления против направления ветра, а для предупреждения разворота самолета отклонить руль направления по ветру (ветер справа - дать левую ногу);

- по мере увеличения скорости на разбеге и повышения эффективности элеронов и руля направления угол их отклонения следует постепенно уменьшать с таким расчетом, чтобы сохранить заданное направление взлета и произвести отрыв самолета без крена;

- отрыв самолета производить на несколько увеличенной скорости (на 5-10 км/ч), не допуская повторного касания самолета колесами земли во избежание бокового удара шасси о землю;

- после отрыва самолета от ВПП борьбу со сносом до высоты 50 м вести созданием крена против ветра и отклонением руля направления по ветру; с высоты 50 м борьбу со сносом вести углом упреждения.

ВЗЛЕТ АЭРОПОЕЗДА

Взлет аэропоезда, состоящего из самолета-буксировщика и планера (или планеров), характеризуется тем, что из двух или более летательных аппаратов, взлетающих в одном аэропоезде, только один из них имеет двигательную установку, создающую тягу (Рис. 110). Процесс взлета аэропоезда усложняется тем, что уменьшается общая тяговооруженность, увеличивается суммарное сопротивление, в результате чего ускорение на разбеге уменьшается.

Составим уравнение движения аэропоезда вдоль оси X.

(7.16)

где Ga=Gc+G_ПЛ - суммарный вес аэропоезда;

F_с, F_пл - сила трения колес самолета и планера о землю;

Qс, Qпл - лобовое сопротивление самолета и планера;

Рх - тяга, развиваемая двигательной установкой самолета-буксировщика

Рис. 110 Взлет аэропоезда

Из уравнения (7.3)