4.2. Пробег самолета

После посадки самолет совершает пробег по аэродрому, где скорость меняется от V_пос до V=0. При этом кинетическая энергия самолета поглощается работой сил трения колес о поверхность ВВП, силы лобового сопротивления и реверса тяги.

Приближенное значение дистанции пробега можно получить из формулы

Где

В формуле значения С_ха и С_уа следует брать при стояночном угле атаки с поляры посадочной конфигурации с учетом влияния поверхности земли, а значения V²_ср следует взять:

V²_ср=0,5*V²_пос=66,44*66,44= 2207,1368 м²/с²

Через обозначена относительная тяга двигателей, работающих на малом газе и создающих положительную тягу; – относительный реверс тяги двигателей, создающих тормозящую силу.

Потребная длина посадочной полосы для обеспечения безопасности в случаи отклонения от оптимального режима посадки должна быть в 1,67 раза больше L_посдля сухой полосы т.е.

4.3. Способы уменьшения посадочной дистанции самолета

Для уменьшения длины пробега необходимо уменьшить посадочную скорость и максимально увеличить тормозную силу . Из формулы следует, что для уменьшения необходимо применять различные типы механизации (закрылки, предкрылки, крылья переменной стреловидности), позволяющие увеличить C_{Уa пос} . Мощным средством увеличения C_{Уa пос} является применение управления пограничным слоем (УПС). Струйные закрылки, отсос и сдув пограничного слоя, обдув крыла струей от двигателей позволяет получить величину коэффициента подъемной силы значительно больше, чем без применения УПС. С целью увеличения тормозящей силы применяют реверс тяги, торможение колес, используют тормозные парашюты, тормозные щитки и крыльевые интерцепторы. Интерцепторы представляют собой отклоняемую поверхность крыла, укрепленную на его верхней поверхности. Включение интерцепторов происходит сразу после касания колес самолета о ВПП. Срывая поток с верхней поверхности крыла, интерцептор резко уменьшает C_Уa и увеличении C_Хa , следовательно ,резко увеличивает значение . Реверс тяги является мощным средством уменьшения длины пробега.

5. Заключение

Целью работы было рассчитать основные аэродинамические характеристики, влияющие на скорость и высоту полета самолета, а именно коэффициент подъемной силы и лобового сопротивления, определить потребную и располагаемую тяги на данных нам высотах. Рассчитать дистанцию и скорость взлета/посадки. Определить время разбега ЛА.

По результатам расчета видно, что с увеличением высоты, в диапазоне возможных чисел Маха, самолет может лететь с меньшими скоростями, так как увеличивается прирост коэффициентов подъемной силы и лобового сопротивления.

На каждой высоте есть своя минимальная и максимальная скорость полета, которую можно определить по расчетным формулам, зависящим в первую очередь от массы самолета и размаха его крыла. При недостаточной скорости, нужной для достижения необходимой подъёмной силы, может произойти сваливание самолета.

Вертикальная же скорость зависит также от массы и условий полета, силовых установок ЛА. С увеличением высоты полета располагаемая тяга начинает падать, значение же потребной увеличиваются. Это происходит до момента пока они не уравняются. Дальше самолет подняться не сможет, так как достигается его потолок высоты и скорости полета.

С увеличением высоты растет и время набора этой высоты.

Скорость зависит от массы самолета и его возможностей силовых установок и величины перегрузки, и коэффициента подъёмной силы отрыва. Для уменьшения скорости отрыва нужно увеличить этот коэффициент. Например, с помощью отклонения механизаций крыла. Или увеличением тяговооруженности. Также учитывается сила и направление ветра, что влияет на длину пробега.

Скорости снижения и посадки также зависят о массы и коэффициента подъёмной силы при снижение и посадке. Длина разбега зависит от этих скоростей и возможностей двигателей. Длина пробега зависит от скорости посадки и величины перегрузки.

Для уменьшения длины пробега при посадке нужно использовать механизации крыла с целью увеличения . Возможно применять реверс тяги, тормозящие парашюты и прочие приспособления.

Тем самым выявили возможное поведение самолета при различных условиях полета и определили закономерности изменения основных летных характеристик (на примере самолета Ил-86).