Методы и средства измерения аэродинамических углов летательных аппаратов
- 12- Принимая движение самолета при разбеге равноускоренным и учитывая, что в точке отрыва вертикальное ускорение еще мало и подъемная сила равна весу, получим соотношение, связывающее между собой основные характеристики взлета, в виде: G L = ^ = ^ (1.8) Ус, PoJcpC?Sia^-ао) где Lp, и - длина разбега, среднее ускорение при разбеге и индикаторная скорость отрыва; рд, G, Су и S - нормальная плот ность воздуха, вес самолета, коэффициент подъемной силы и пло щадь несущих поверхностей; ад - угол атаки, соответствующий ну левой подъемной силе и при выпущенных закрылках рав ный5 - 7 ° [5]. Тогда с учетом пропорциональности взлетного веса G и рас хода топлива Q^, а также зависимости Др от тяги Р, лобового сопро тивления, силы трения колес и массы самолета, влияние вариации угла атаки при отрыве на относительный разброс в длине разбега 6Lp=ALp/Lp, скорости отрыва Кт и эквивалентные им по эффекту относительные изменения взлетного веса 5G, тяги 5Р и расхода топлива 5Q^ можно оценить выражением: = (1Дн-12) — ~ «о.-«о Кг Р ~ - ( 2Д^2 , 3 ) ^~ ~ ( 2Д^2 , 3 ) ^ , (1.9) где ALp, АР, AG и AQ^ - отклонения характеристик взлета и эксплуатационных факторов от расчетных значений. Количественная связь между точностью пилотирования по углу атаки при отрыве и характеристиками взлета иллюстрируется рис. 1.4. Из графика следует, что уменьшение угла атаки на 1° при водит к возрастанию длины разбега на 5-7,5% и перерасходу топ лива на 2-3,5%. При тех же затратах топлива это эквивалентно снижению полезной загрузки самолета на 4,5-6%. Увеличение Lp, в свою очередь, может привести к повышению допустимой для ко лес скорости, повлиять на высоту прохода над препятствием, а при взлете с ограниченной взлетно-посадочной полосы, характерной для авианосцев, - к опасности выхода самолета за пределы ВПП и падению в море.
Made with FlippingBook
RkJQdWJsaXNoZXIy MTY0OTYy