Моделирование движения самолёта класса тяжелых маневренных истребителей палубного базирования типа Су-33 в продольном и боковом канале, страница 2

2. Особенности взлёта самолёта с трамплина.

При использовании этого метода обеспечивается, при прочих равных условиях, значительно меньшая потребная длина ВПП (в 2-4 раза), а также меньшая уязвимость района базирования. В нашей стране применение такого способа посадки началось не так давно на ТАВКР “Адмирал Флота Советского Союза Кузнецов” и научно-исследовательском комплексе “НИТКА” (г. Саки).

Динамика самолета при взлете с трамплина характеризуется целым рядом особенностей.

Во-первых, форма образующей трамплина, определяющая динамику движения самолета по трамплину, подбирается из условия допустимых нагрузок на стойки шасси. Кроме того, кривизна образующей в совокупности с динамикой самолета на опорах, определяемой той же образующей, тяговооруженностью и скоростью наезда, определяет условия схода (a_сх, w_Zсх,q_сх).

Во-вторых, поскольку при сходе с трамплина скорость схода меньше, чем скорость, потребная для выполнения горизонтального установившегося полета для данного веса самолета, и существуют ненулевые w_Zсх и q_сх, то самолет в начальные моменты времени после схода летит по баллистической траектории, одновременно выходя на a_зад и доразгоняясь, обеспечивая величину n_y=1.

В-третьих, параметры схода с трамплина, как и параметры дальнейшей траектории полета сильно зависят от атмосферных условий (р_возд, t_возд).

В-четвертых, параметры траектории полета после схода с трамплина однозначно определяются его условиями (при заданном управлении) и могут быть ограничены допустимой величиной просадки (или V_y) по траектории, допустимым углом атаки (a_доп), допустимой величиной минимальной скорости схода.

В-пятых, поскольку сход осуществляется на малой скорости (V_сх<V_гп) и характеризуется большой величиной угловой скорости тангажа, а двигатели работают на форсажном режиме, то велика доля гироскопического момента от роторов двигателей, который в совокупности с интенсивным движением по тангажу приводит к движению рыскания и крена.

В-шестых, из-за малых скоростей схода остро встает вопрос относительно характеристик устойчивости и управляемости как в продольном, так и в поперечном канале, т.к. уменьшение скорости приводит к уменьшению собственной частоты колебаний самолета, увеличению запаздывания в реакции самолета на управляющие воздействия.

В общем случае, параметры траектории полета самолета после схода с трамплина являются функцией L_разб, тяговооруженности (P/G),поляры самолета Сy=f(Cx), q_сх, w_Zсх, a_сх, установившегося угла атаки a_уст, на который самолет выходит после схода, способа пилотирования, давления и температуры воздуха (р_возд, t_возд), проекции скорости ветра на направление взлета, запаса момента на пикирование.

Траекторию взлета после схода с трамплина можно условно разделить на две фазы. Первая - сразу после схода, она характеризуется полубаллистической траекторией. На этой фазе самолет под действием w_Zсх и органов продольного управления выходит на a_уст. Также, для этой фазы взлета характерно большое значение угловой скорости тангажа, движение крена и рыскания под действием гироскопического момента роторов двигателей, приводящие к необходимости координации отклонения органов управления. Вторая фаза условно начинается после выхода самолета на a_уст. Она характеризуется отсутствием больших угловых скоростей. На этой фазе взлета выполняется только задача стабилизации a_уст (при парировании различных возмущений). Самолет доразгоняется и проходит точку n_y =cosq, после которой возможен “аэродинамический” полет.

Уменьшение давления и увеличение температуры наружного воздуха приводит к снижению тяговооруженности, в следствие этого уменьшается V_сх (при заданной длине разбега), а в результате уменьшается и q_min.

C уменьшением скорости схода уменьшается эффективность органов продольного управления и частота собственных колебаний самолета (следовательно, увеличивается время срабатывания). Одновременно уменьшается и угловая скорость тангажа при сходе, однако w_Zсх уменьшается пропорционально скорости схода, тогда как эффективность продольного управления пропорциональна квадрату этой скорости. Поэтому существует такая скорость схода, ниже которой возможно превышение a^opt_уст даже при органах продольного управления, полностью отклоненных на пикирование. Такое превышение a^opt_уст приводит к еще большему уменьшению q_min, что может стать критичным. Кроме того, на второй фазе взлета задача стабилизации a^opt_уст может стать весьма сложной при уменьшении скорости схода.