Авиационные приборы и системы (стр. 9 )

2.10. Классификация летательных аппаратов

Существует несколько способов летания:

Аэростатическое перемещение в тропосфере (шары, дирижабли).

Аэродинамическое движение в воздухе (жидкости) тел, тяжелее воздуха (самолеты, вертолеты, крылатые ракеты).

Баллистическое движение (пуля, снаряд).

Космическое ракетоплавание, основанное на теории ракетодинамики тел с переменной массой.

Перемещение на воздушной подушке.

Перечень летательных аппаратов:

- воздушный шар, дирижабль,

- планер,

- самолет,

- судно на подводных крыльях,

- судно на воздушной подушке,

- экраноплан,

- вертолет,

- ракета крылатая, ракета баллистическая,

- спутник планет, космический корабль.

Тип летательного аппарата, его способ летания, его технические характеристики определяют и технические характеристики аппаратуры – приборов и систем. Этим определяется необходимость глубокого изучения летательных аппаратов. Каждый тип летательного аппарата имеет свои особенности и сферу практического применения.

Воздушные шары и аэростаты основаны на аэростатическом принципе летания в воздушном пространстве. Этот аппарат легче воздуха, всплывает из плотных слоев воздуха к менее плотным слоям над уровнем Земли по закону Архимеда. К положительным свойствам аэростатов относится гигантская подъемная сила, создаваемая за счет большого объема. К его основному недостатку следует отнести слабую управляемость в связи с большой парусностью при больших объемах. Их можно применять только в тихую погоду.

Планер по конструкции аналогичен самолету, имеет все элементы самолета кроме силовой установки. Наилучший способ подъема на высоту – это буксировка с помощью самолета. Дальнейший полет – парение по восходящим и нисходящим воздушным потокам. Планеры используются для обучения пилотов, для приобретения навыков пилотирования, и изучения аэродинамики самолета. Кроме того, планер широко используется в спортивных целях. Может использоваться и в военных целях.

Самолеты можно разделить на сухопутные и гидросамолеты. В свою очередь сухопутные самолеты имеют различное назначение. К ним относятся гражданские самолеты, военные самолеты. По способу взлета самолеты можно разделить на самолеты, взлетающие после аэродинамического разбега и самолеты вертикального взлета.

К гражданским самолетам относятся пассажирские, учебные, санитарные, пожарные, аэросъемочные, спортивные, сельскохозяйственные, грузовые.

К военным самолетам относятся: истребители (для воздушного боя, для истребления самолетов противника, для охраны бомбардировщиков); бомбардировщики (для уничтожения сил противника в его тылу); штурмовики (для уничтожения на земле укреплений, вооружений и огневой силы противника).

Характерной особенностью гидросамолета является то, что местом посадки и взлета является водная среда. (Примером может быть самолет Бе-200).

Как бы промежуточным между сухопутными самолетами и гидросамолетами является самолет-амфибия (А-40). Отличительной особенностью такого самолета является его способность взлетать и садиться как с земли и на землю, так и с воды и на воду. Говорят, что самолет обладает амфибийностью.

Полет всех самолетов (и крылатых ракет, самолетов беспилотников) основан на аэродинамическом способе летания. При этом скорость самолета относительно воздуха создается силовой установкой, а подъемная сила создается крыльями и фюзеляжем по теореме .

Спутники Земли и космические корабли перемещаются в мировом пространстве по законам ракетодинамики, в основе которых лежит теория полета ракет с переменной массой, основоположником которой является наш соотечественник Константин Эдуардович Циолковский (17.09.1857 – 19.09.1935 гг.).

В зависимости от типа силовой установки (двигателя) все самолеты можно разделить на следующие группы:

- самолеты с поршневым двигателем – винтомоторная группа – ВМГ;

- самолеты с турбореактивным двигателем – группа ТРД;

- самолеты с турбовинтовым двигателем – группа ТВД;

- самолеты (ракеты) с жидкостно-реактивным двигателем – группа ЖРД [25, 26].

Самолет с поршневым двигателем

До некоторых пор (до 1942 г.) применялись только поршневые двигатели, составляющие вместе с воздушным винтом винтомоторную группу – ВМГ.

Рис. 2.25. Характеристика винтомоторной группы: а) мощность винта; б) сила тяги того же двигателя

На рисунке 2.25а показана зависимость мощности винта Nв от скорости полета v, а на рисунке 2.25б – зависимость тяги Pв винта от скорости v. Известно, что , где N – мощность двигателя, ηв – КПД винта. Мощность двигателя мало зависит от скорости полета v, а падение ее при больших скоростях обусловлено падением КПД винта.

Сила тяги равна

. (2.29)

Она уменьшается как по причине возрастания скорости v, так и по причине уменьшения КПД винта. Здесь принято: Pв – сила тяги в кг, N – мощность двигателя в лошадиных силах (л. с.), v – в .

Поршневые двигатели не могли обеспечить самолету больших скоростей полета. На больших скоростях требуется значительное увеличение мощности двигателя. Например, для достижения скорости 1200 км/ч потребуется тяга винта 3500 – 4000 кг. При ηв = 0,7 ‑ 0,8 мощность двигателя должна быть

л. с.

Такой двигатель будет иметь большой вес (около 13000 кг), большие габариты и громоздкий винт.

Есть еще одна существенная причина ограничений по скорости самолета с поршневым двигателем. Речь идет о волновом кризисе винта в потоке воздуха при большой скорости. Наступает режим сверхзвукового обтекания лопастей винта, наступает сильная турбулизация потока. Раньше всего сверхзвуковое обтекание наступает на концах лопастей винта, а дальше распространяется и к комлю его. Происходит "закипание" воздуха, КПД резко падает, винт испытывает сильные колебания и удары. По этой причине ограничиваются скорость полета и надежность силовой установки.

Поршневой двигатель обладает высокой экономичностью, т. е. сравнительно малым удельным расходом топлива Се кг/л. с.час (килограмм топлива на одну лошадиную силу в час). Например, при Се = 0,22 кг/л. с.час и N = 2500 л. с. часовой расход топлива Gтоп = Се · N = 0,22·2500 = 550 кг/ч.

Сказанное тут обуславливает целесообразность применения ВМГ на скоростях полета до 600 – 650 км/ч.

Максимальная скорость самолета с ВМГ определяется по формуле (приближенно):

км/ч, (2.30)

где N – мощность двигателя на данной высоте полета в л. с., Δ – относительная плотность воздуха, S – площадь крыла в м2, δ – коэффициент в м2, величина которого зависит от количества двигателей и способа его охлаждения (жидкостное или воздушное) (δ ≈0,13– 0,2) [25].

Максимальная высота полета такого самолета определяется по формуле:

км, (2.31)

где NН – мощность двигателя на расчетной высоте; Нрасч – высота полета, до которой сохраняются работоспособность двигателя без потери мощности; G – полетный вес самолета; S – площадь крыльев; λ – удлинение крыла.

Дальность полета самолета с ВМГ определяется приближенно по формуле:

, км, (2.32)

где Gтоп – вес топлива в кг; vmax – максимальная скорость на данной высоте в км/ч; N – мощность двигателя на той же высоте в л. с.; Се – удельный расход топлива на той же высоте в кг/л. с.час; F – коэффициент, зависящий от числа двигателей (1,38 – для одного, 1,48 – для двух и четырех двигателей).

Длина разбега и длина взлетной дистанции определяется по формуле:

, м, (2.33)

где К = 0,75 для разбега, К = 2,1 для взлетной дистанции.

Посадочная скорость определяется по формуле:

км/ч. (2.34)

Самолет с турбореактивным двигателем

Стремление к получению больших скоростей привело к поиску новых принципов создания тяги летательного аппарата по сравнению с ВМГ. Циолковский (1930 г.) утверждал, что "за эрой аэропланов винтовых должна следовать эра аэропланов реактивных …". В 1937 году был совершен первый полет ракеты с жидкостным реактивным двигателем конструкции . Первыми в нашей стране серийными самолетами с турбореактивными двигателями были истребители Як-15 конструкции и МиГ-9 конструкции и .

Так появились летательные аппараты с турбореактивными двигателями (группа ТРД). Согласно закону об изменении количества движения сила тяги в группе ТРД равна секундному увеличению количества движения газового потока, проходящего через силовую установку и обтекающего его снаружи:

, (2.35)

где v – скорость полета, с5 – скорость вытекающего из сопла газа (м/с); Gв – секундный расход воздуха на входе в двигатель (кг/с); g – ускорение силы тяжести (м/с2).

Рис. 2.26. Изменение мощности (а) и тяги (б) ТРД в зависимости от скорости полета

Из рисунка 2.26 видно, что тяга ТРД незначительно зависит от скорости полета, зато мощность его при этом возрастает. Этим объясняется то обстоятельство, что ТРД заняли господствующее положение в авиации и ракетостроении для полетов на скоростях с 800 … 850 км/ч и выше. Недостатком ТРД по сравнению с ВМГ является плохая экономичность. Удельный расход ТРД Се ≈ 0,8 кг/кг тяги час. Поэтому, например, при тяге P = 3000 кг часовой расход топлива составит: