 |
Характеристики горизонтального полета.
|
|
|
|
ОСНОВЫ ПОЛЁТА,АЭРОДИНАМИКА.
1. Горизонтальный полет.
Динамика полета изучает взаимодействие самолета с потоком воздуха, рассматривая движение его центра масс как поступательное движение материальной точки. Все силы, действующие на самолет, условно считают приложенными в центре масс, а моменты — уравновешенными отклонениями рулей.
Режимом горизонтального полета называется установившееся равномерное прямолинейное движение самолета на постоянной высоте. Горизонтальный полет — основной эксплуатационный режим полета самолетов гражданской авиации:
V = сопst; H = сопst; θ = 0°.
Схема сил и уравнения горизонтального полета. Все силы, действующие на самолет, условно считают приложенными в центре масс (рис.1.1).
Рис. 1.1. Схема сил, действующих на самолет в горизонтальном полете
Подъемная сила Уа направлена перпендикулярно потоку воздуха вверх, сила лобового сопротивления Ха — по потоку, сила тяги - Р по направлению полета, а сила веса G — всегда вертикально вниз. Все эти силы лежат в плоскости симметрии самолета.
Для равновесия плоской системы сходящихся сил необходимо и достаточно, чтобы сумма проекций сил на каждую из осей координат была равна нулю.
Уа = 0 — условие горизонтальности;
Ха = Р — условие равномерности.
Потребная скорость — это скорость, необходимая для выполнения режима горизонтального полета.
Формула потребной скорости горизонтального полёта
Vпотр= 
где Vпотр —потребная для горизонтального полета скорость, м/с;
G/S — удельная нагрузка на крыло, Н/м2;
ρ — плотность воздуха, кг/м3.
Таким образом, потребная скорость зависит от удельной нагрузки на крыло G/S,
высоты полета,
|
|
|
угла атаки а.
Увеличение угла атаки вызывает увеличениекоэффициента су и уменьшение потребной скорости горизонтального полета. Vпотр.
Любой скорости горизонтального полёта соответствует свой су и а
При горизонтальном полете на акр коэффициент су максимальный, поэтому потребная скорость минимальна (теоретически).
Практически полет на Vmin не допускается, так как может привести к потере скорости и сваливанию самолёта в штопор.
Потребная тяга Рпотр — это тяга, необходимая для выполнения режима горизонтального полета (уравновешивания силы лобового сопротивления).
Формула потребной силы тяги: Рпотр = G/К,
где Рпотр — потребная сила тяги, Н;
G — вес самолета, Н;
К — аэродинамическое качество.
Из выражения следует, что потребная сила тяги зависит от веса самолета и егоаэродинамического качества. При полете на наивыгоднейшем угле атаки тяга, потребная длягоризонтального полета, минимальна, так как аэродинамическое качество максимально: Pmin = G/Kmax.
Потребная тяга, для скорости, на котором нет волнгового сопротивления, при неизменном угле атаки не зависит от высоты полёта(G и К от высоты не зависят)
Потребная мощность необходимая для выполнения режима горизонтального полета измеряется работой, которую совершает потребная сила тяги за 1 с:
Nпотр = A/t = (Рпотр S)/t,
где Nпотр — потребная мощность,
Вт; Рпотр — потребная сила тяги, Н;
А — работа, Дж;
S — путь, пройденный самолетом в горизонтальном полете, м;
t - продолжительность полета, с.
или Nпотр = GV/К. но Р= G/K тогда Nпотр= PV
Характеристики горизонтального полета.
Кривые потребной и располагаемой силы тяги (Кривые Н. Е. Жуковского) (рис. 1.2). Кривая располагаемой силы тяги 1 представляет собой характеристику силовой установки для силы тяги, построенную для определенного режима работы двигателя. Она показывает, какую силу тяги способна создать силовая у становка на данной высоте при тойили иной скорости полета.
|
|
|
Для построения кривой потребной тяги или потребной мощности необходимы следующие данные.:
- полётный вес самолёта;
- высота полёта;
- площадь крыла;
- поляра самолёта (значения су и сх)
Кривая потребной силы тяги 2 показывает, какая сила тяги необходима (потребна) для выполнения горизонтального полё т а наданной высоте с той или иной скоростью полета.
Разность между располагаемой и потребной силой тяги при данной скорости полета называется избытком силы тяги
ΔР=Ррасп - Рпотр.
В горизонтальном полете потребная сила тяги всегда равна лобовому сопротивлению самолета.
Поэтому при Ррасп = Рпотр (ΔР = 0) силы, действующие на самолет, взаимно уравновешены, и самолет выполняет режим горизонтального полета (точка Б).
Если при некоторой скорости полета Ррасп˃Рпотр (ΔР˃ О), то равновесие сил нарушится (Точка А). Самолет при данной скорости и данном угле атаки будет набирать высоту. Если же удерживать самолет от набора высоты уменьшением угла атаки, то он будет увеличивать скорость полета. При некоторой скорости полета Ррасп<Рпотр (Δ Р<0) нарушение равновесия сил приведет к снижению самолета при данной скорости полета на данном угле атаки (точка В).
Рис. 1.2. Кривые потребной и Рис. 1.3. Характерные скорости располагаемой тяг горизонтального полета
(кривые Жуковского).
Увеличением угла атаки можно удержать самолет от снижения, но скорость полета при этом будет уменьшаться.
По кривым потребной и располагаемой тяг можно определить некоторые характерные скорости горизонтального полета в следующих точках (рис. 1.3):
1 — пересечения графиков Ррасп и Рпотр соответствует максимальной скорости горизонтального полета Vmax;
II — касания графика Рпотр с прямой, параллельной оси ординат, соответствует минимальной скорости горизонтального полета Vmin и критическому углу атаки αкр;
III — касания графика РПОтр с прямой, параллельной оси абсцисс, соответствует наивыгоднейшей скорости горизонтального полета Vнв так как Рmin имеет место при полете на αнв, при котором качество максимальное. На анализе кривых потребной и располагаемой тяг Н. Е. Жуковский простроил аэродинамический расчет самолета по методу тяг. Поэтому эти кривые носят его имя.
|
|
|
Рис. 1.4. Кривые потребной и располагаемой мощностей:
1 —максимальная располагаемая мощность;
2 — крейсерская располагаемая мощность;
3— потребная мощность
Кривая располагаемой мощности 1 представляет собой характеристику, по которой можно определить полезную мощность воздушного винта на данной высоте при данной частоте вращения винта для разных скоростей полета. Кривая потребной мощности дает позволяет определить, какая мощность необходима для выполнения горизонтального полета на данной высоте на различных скоростях.
Разность между располагаемой и потребной мощностяминазывается избытком мощности ΔN
Если ΔN = 0, то самолет выполняет режим горизонтального полета, так как силы, действующие на него, взаимно уравновешены.
При ΔN >0 происходит или набор высоты (при сохранении угла атаки), или увеличение скорости полета (если самолет удерживается от набора высоты уменьшением угла атаки).
Наконец, если ΔN <0, то самолет снижается или уменьшает скорость горизонтального перемещения (при условии, что он удерживается от снижения увеличением угла атаки).
По кривым потребной и располагаемой мощностей можно найти следующие характерные скорости горизонтального полета, которые соответствуют точкам:
максимальную Vт ах — точке 1 пересечения кривых Nрасп для максимального режима работы двигателей икривой Nпотр;
минимальную Vmin — точке II касания графика Nпотр спрямой, параллельной оси ординат; в этой точке находится;
наивыгоднейшую Vнв — точке III касания кривой Nпотр с прямой, проведенной из начала координат;
угол β для этой точки имеет минимальное значение, поэтому и tg β имеет минимальное значение
tg β = Nпотр,/ V =(GV)/(KV) = G/K или tg β min = G/Kmax
Но максимальное качество имеет место при αНв, поэтому и скорость полета, соответствующая этому углу атаки, названа наивыгоднейшей;
экономическую Vэк — точке IV касания кривой Nпотр с прямой, параллельной оси абсцисс; для полета на этой скорости потребна минимальная мощность Nпотр следовательно и минимальный расход топлива;
|
|
|
крейсерскую Vкр — точкеV пересечения кривых Nрасп для крейсерского режима работы двигателей и Nпотр). Vкр обычно равняется 0,8-0,9 Vмакс.
Летным диапазоном скорости называется ΔV =Vmax-Vmin,
относительный диапазон определяется как Vmax / Vmin.
Рис. 1.5. Режимы горизонтального полета:
а — винтовых самолетов; б — реактивных
Для обеспечения безопасности полетов вводятся ограничения нижнего и верхнего пределов в диапазоне скоростей. Ограничение нижнего предела диапазона скоростей Vmin вызвано необходимостью исключить возможность выхода самолета на закритические углы атаки т.е. сваливания на крыло и потери устойчивости
Ограничение верхнего предела диапазона скоростей Vmax вводится для исключения нарушений прочности и жесткости конструкции самолета, опасных вибраций (флаттера, скоростной тряски), сохранения устойчивости, управляемости самолета (исключения волнового кризиса, реверса элеронов).
Режимы горизонтального полета. Горизонтальный полет возможен на двух режимах с одинаковой затратой мощности. (рис.1.5)
Экономический угол атаки αнв является границей между двумя режимами горизонтального полета.
К первому режиму относятся все скорости горизонтального полета от Vmax до Vэк.
На этом режиме углы атаки малы, обтекание безотрывное, самолет устойчив и хорошо управляем.
Ко второму режиму относятся все скорости горизонтального полет от Vэк до Vmin. На данном режиме углы атаки большие экономических. Нарушается плавность обтеканий из-за срывов потока на некоторых участках крыла, ухудшается поперечная устойчивость, снижается эффективность элеронов.
В летной практике выход на вторые режимы полета нежелателен, так как может привести к потере скорости.
Для турбореактивных самолетов характерные скорости и режимы горизонтального полета определяют по кривым потребной и располагаемой тяг (рис. 1.5, б).
Границей первого и второго режимов горизонтального полета также является экономическая скорость, для получения которой используется минимальный режим работы двигателей. Однако минимальная по величине тяга потребна для полета на наивыгоднейшей скорости при наивыгоднейшем угле атаки.
|
|
|
