Авиационные приборы и системы (стр. 11 )

Есть сведения, что в 1989 году в Ленинграде был создан ЭП под маркой РКВП, ракетный корабль со скоростью перемещения более 110 км/ч. Однако с большей сенсацией американцы сообщили, что зафиксировали движение морского судна (надводного) со скоростью 500 км/ч. Если это так, то свершилось чудо. Появились сведения в российской печати, что такое судно действительно есть, и его марка – БОРА.

Какие же особенности требований к аппаратуре на ЭП:

Повышенная точность и надежность управления по относительной высоте , углу крена γ, углу тангажа υ, скорости полета v в связи с тем, что высота полета сверх малая.

Повышенные требования по быстродействию аппаратуры управления и контроля.

При расчетах метрологических характеристик рекомендуется принимать мгновенное, а не среднее значение скорости полета.

С целью достижения максимальной достоверности и безопасности полета за погрешность параметра принимается ее максимально возможное значение.

Для ориентации приведена таблица 2.4 параметров для экраноплана [27].

Таблица 2.4

Параметр	Диапазон	Погрешность	Постоянные времени, сек
Высота полета, м	0 - 15	0,1	0,05
Крен, град	± 20	0,1	0,1
Тангаж, град	- 10 + 15	0,1	0,2
vy, , м/с	± 1	0,01	0,05
, град/с	± 5	0,03	0,05
υ, град/с	± 5	0,03	0,1
Воздушная скорость v, м/с	0 - 200	0,5	0,1
Путевая скорость w, м/с	0 - 200	0,5	0,5
Угол скольжения, град	± 10	0,3	0,2
Курсовой угол ψ, град	0 - 360	0,3	0,2

Вертолет

Вертолет среди всех видов летательных аппаратов отличается своими оригинальными режимами полета:

Способностью взлетать и приземляться практически в любом месте, на необорудованной площадке, на крыше дома, на подвижное морское судно, на автомобиль и т. д.;

Висеть над определенной точкой Земли, меняя ее при выполнении работ на околонулевых скоростях;

Перемещаться во всех направлениях в пространстве – вверх-вниз, вперед-назад, вправо-влево, поворачиваться вокруг любой своей оси;

Совершать полет со снижением при отказе двигателей на режиме авторотации.

Эти свойства определяют области практического применения вертолета в различных целях народного хозяйства (строительство, опыление полей, перевозка грузов), в военных целях.

Эти же свойства определяют и особенности приборов и систем, обеспечивающих режимы полета вертолета [28 – 29].

Особенности пилотажно-навигационного оборудования обусловлены принципом создания подъемной силы, режимами полета и характером обтекания фюзеляжа воздушным потоком, в том числе потоком от несущего винта (НВ).

Подъемная и движущая сила на вертолете создается одним и тем же элементом конструкции – несущим винтом, омывающим в процессе работы весь фюзеляж (на малых скоростях в особенности). В связи с этим на вертолете практически отсутствуют места на фюзеляже с установившемся воздушным потоком, что резко осложняет восприятие давления Рп, Рст и температуры Тн.

В условиях возмущенного потока необходимо измерять скорости полета во всех направлениях, начиная с нуля; аэродинамический угол атаки, высоту полета, полное, статическое и динамическое давления, температуру наружного воздуха (Тн).

С учетом этих особенностей строятся все пилотажно-навигационные приборы и системы, измерительно-вычислительные комплексы типа СЭИ, КИСС, СВС, СПКР.

Рассмотрим, как же образуется полезная тяга вертолета.

Несущий винт состоит из нескольких (3, 6, 8) лопастей, вращающихся вокруг оси над фюзеляжем. Фюзеляж висит на винте. Каждая лопасть в отдельности представляет собой крыло. Ее подъемная сила образуется по известным законам аэродинамики, когда подъемная сила , где α – угол лопасти по отношению к вектору потока воздуха. Однако приближенно можно представить, что вместе все лопасти представляют собой вращающийся диск. В этом случае тяга несущего винта (НВ) определяется так:

, (2.42)

где Ст – коэффициент тяги; F – ометаемая площадь диска НВ; ρ – плотность воздуха; ω – угловая частота вращения НВ; R – радиус НВ; v – скорость перемещения конца лопасти, v = ω R.

Частота НВ практически постоянна, редукция от двигателя постоянна, т. е. ωR постоянна. Предельное критическое значение v = ω R ограничивается критическим значением числа М на оконечности лопасти:

, или ,

где а – скорость звука. За пределами vкр наступает волновой кризис, подъемная сила падает.

Практически м/с (220·3,6 ≤ ≈ 800 км/ч). При этом под скоростью подразумевается результирующая скорость vрез = ωR ± vполета. Скорость полета вертолета зависит от угла атаки лопасти и угла наклона диска несущего винта. В формуле (2.42) скрыта зависимость тяги от скорости полета вертолета, т. е. поступательного движения НВ относительно воздуха. Практически тяга НВ есть функция многих параметров:

, (2.43)

где χ – коэффициент использования площади НВ, ; vв – скорость вертолета, поступательная; v1 – скорость подсасывания; α – угол атаки лопасти; F – площадь НВ.

Для разных режимов полета вертолета тяга определяется так:

– для режима висения, (2.44)

– для косого движения, (2.45)

где v1 – скорость подсасывания или средняя индуктивная скорость в плоскости вращения НВ; vв – скорость вертолета.

В режиме висения тяга Т и вес G вертолета равны между собой, т. е. Т = G, откуда имеем:

. (2.44)

Рис. 2.31. Образование тяги вертолета: v1 – скорость подсасывания; v2 – скорость отбрасывания; v2 = 2v1

Винт конкретного типа вертолета имеет определенную удельную нагрузку на ометаемую площадь, которая определяется как р = G/F, кг/м2. Зная, что скорость отбрасывания v2 = 2v1, по формуле (2.46) можно определить ее минимальное значение на режиме висения, таблица 2.5:

Таблица 2.5

Тип вертолета	Ми-1	Ми-2	Ми-8	Ми-6	Тяжелый
Удельная нагрузка р, кг/м2	14,2	21,5	31,2	42,1	60
v2, м/с при Н = 0	15,6	19,0	23,0	27,0	32,2
v2, м/с при Н = 1000 м	16,4	20,0	24,0	28,2	33,8
v2, м/с при Н = 2000 м	17,2	20,8	25,2	29,6	35,4

Важно отметить, что минимальные скорости отбрасывания, приведенные в таблице 2.5 достаточно велики (от 51,12 до 127,4 км/ч), что дает уверенность в точном измерении отбрасываемого потока воздуха известными способами. Этот факт нам пригодится при исследовании специальных измерителей малых скоростей.

Характерным отличием лопасти НВ от крыла самолета является ее большое удлинение λ. Так, для Ми-8 λ = 20,47; для Ми-6 λ = 17,5; для Ка-32 λ = 16,56. Как уже было сказано выше, вертолеты могут быть как одноосные, так и двухосные. Для двухосного вертолета характерна его компактность, минимальные продольные габариты. В связи с этим момент инерции вертолета с двухосным винтом относительно вертикальной оси Jy-y в 1,5 – 2 раза меньше, чем у одноосного вертолета.

Спутник Земли

Как было сказано выше, космическое ракетоплавание основывается на теории ракетодинамики тел с переменной массой, когда справедлива формула скорости, обоснованная :

, (2.47)

где v – скорость ракеты; v1 – скорость истечения газов двигателя ракеты; m1 – масса ракеты; m2 – масса топлива ракеты.