Продолжительность и дальность полета

 

Под продолжительностью полета Т понимается время, выраженное в часах, в течение которого самолет может совершать полет без дополнительной заправки топливом. Продолжительность полета складывается из времени, затрачиваемого на взлет, набор заданной высоты полета (эшелона), горизонтальный полет, снижение и посадку.

Для определения продолжительности горизонтального полета должны быть известны масса запаса топлива для горизонтального полета m т и его часовой расход сh так как Т = m т/ сh

Определение продолжительности горизонтального полетасамолета с ТРД. Часовой расход топлива для данной силовой установки

сh = се Р_Су,

где сh — часовой расход топлива, кг/ч;

се - удельный расход топлива, кг/Н·ч;

Р_Су — тяга силовой установки, Н.

Тяга Р_Су создаваемая силовой установкой в горизонтальном полете, равна тяге Рпотр и поэтому зависит от скорости полета, поэтому часовой расход топлива и продолжительность полета Т вычисляются как:

сh = се Рпотр; Т = m т/(се Рпотр);

Но так как для горизонтального полета Рпотр =G/K, то после соответствующей подстановки получим формулу Т = (m т К) /(сеG), из которой следует, что продолжительность горизонтального полета реактивного самолета зависит от запаса топлива, его удельного расхода, веса самолета и его аэродинамического качества.

Наибольшую продолжительность полета реактивный самолет будет иметь при полете н а наивыгоднейшей скорости, так как при наивыгоднейшем угле атаки аэродинамическое качество максимально

Определение продолжительности горизонтального полета поршневого самолета. Часовой расход топлива поршневого двигателя

Сh= се Ne

где се — удельный расход топлива, кг/Вт;

Nе — эффективная мощность двигателя, Вт.

Мощность силовой установки зависит от мощности, потребной для горизонтального полета

Nсу = Nпотр η

где η — к. п. д. винта.

Для определения часового расхода топлива и продолжительности горизонтального полета применяют следующие формулы

сh = се (Nпотр η); Т =(m т η) /(се Рпотр)

Продолжительность полета поршневого самолета зависит от запаса топлива, его удельного расхода и потребной для горизонтального полета мощности. Косвенно продолжительность полета поршневого самолета зависит и от массы самолета, так как Nпотр =(GV/К) = (mg/К).?

Наибольшую продолжительность полета самолет будет иметь на экономическойскорости полета на экономическом угле атаки.

Дальность полета — это расстояние, выраженное в километрах, которое может пролететь самолет без заправки топливом. Дальность полета может бытьопределена как L = 3.6 ТV.

Для самолета с ТРД дальность полета определяется

L=3,6 V(m т К)/(се Gсамолёта)

Приведенные формулы отражают только принцип расчета

продолжительности и дальности горизонтального полета.

 

Набор высоты.

 

, Рис. 1.8. Схема сил, действующих на самолет при наборе высоты.

 

Режимом набора высоты называется установившееся равномерное прямолинейное движение самолета вверх по траектории, наклонной к горизонту (V = сопst; 0 < θ = сопst; V_у > 0).

Схема сил и уравнения движения. В режиме набора высоты силы, действующие на самолет, условно приложены в центре тяжести (центре масс) (рис. 1.8). Вектор силы веса G действует вертикально вниз и в скоростной системе координат имеет составляющие G1=Gcosθ и G2 = Gsinθ. Сила тяги Р условно направлена в сторону полета. Подъемная сила Yа перпендикулярна потоку; сила лобового сопротивления Х_а — по потоку.

Равномерное прямолинейное движение возможно только при равновесии системы сил. Для равновесия сил в наборе высоты необходимо и достаточно чтобы сумма проекций сил на каждую из осей скоростной системы координат была равна нулю.

Σ Fу = Yа- Gcosθ=0; Σ Fx = Р- Gsinθ - Xа =0; т.е. Yа= Gcosθ, Xа =Р- Gsinθ.

 

 

Рис. 1.9. Тяга и мощность при наборе высоты.

 

Скорость при наборе высоты определяется уравнением:

Vнаб = Vг.п.

При одинаковых углах атаки скорость при наборе высоты несколько меньше, чем в горизонтальном полете, так как соs θ <1.

Тяга в наборе высоты. В наборе сила тяги уравновешивает лобовое сопротивление самолета и составляющую силы веса Рнаб = Х_{а наб} + Gsinθ.

При выполнении режима набора высоты необходима дополнительная тяга для уравновешивания составляющей силы веса.

Рнаб = Рг.п. + Gsinθ.

Этот вывод подтверждает и анализ кривых потребной и располагаемой тяг (рис. 1.9, а), который свидетельствует о том, что при некоторой скорости полета возможно выполнение режима набора высоты, так как существует избыток тяги.

Мощность в наборе высоты измеряется работой силы тяги за 1 с, поэтому

Nнаб = Рг.п.V + ΔPV,

где Рг.п.V=Nг.п. — мощность, потребная для горизонтального полета; ΔPV = Δ N - избыток мощности.

При одинаковой скорости полета, мощность, необходимая для набора высоты больше, чем для горизонтального полета на величину избытка мощности.

Угол наклона траектории θ. Из формулы ΔР=Gsinθ видно, что угол наклона траектории зависит от избытка силы тяги и веса самолета

Анализ кривых потребной и располагаемой тяг (рис. 1.10, а) дает возможность определить, что ΔРmах создается при угле атаки близком к экономическому и поэтому максимальный угол наклона траектории θmax на αэк и Vэк

Угол наклона траектории при наборе высоты — важная характеристика маневренности самолета. Для самолетов ГА углы набора высоты не превышают 6-8˚

Максимальные скорости набора с увеличением угла наклона траектории уменьшаются. При увеличении угла наклона траектории максимальные скорости набора высоты уменьшаются.

Вертикальная скорость при наборе высоты — высота, набранная самолетом за 1 с.

Вертикальная скорость создается за счет избытка мощности, который определяет режим движения самолета. При увеличении высоты полета изменяется избыток мощности и поэтому изменяется вертикальная скорость (рис. 1.12).

Самолеты ГА могут выполнять набор высоты с вертикальными скоростями от 7—25 м/с (на малых высотах), до 3—10 м/с (на больших высотах).

 

 

Рис.1.10. Влияние θ режим набора высоты:

а - режим набора высоты при θ max;

б – влияние θ на V max при наборе высоты

 

 

Понятие о «потолке» самолета. Теоретический (статический) потолок — высота, на которой вертикальная скорость самолета стала бы равной нулю (см. рис. 1.11). Она представляет собой предел, к которому самолет, выполняя режим набора высоты, приближается, но достичь не может, так как вблизи потолка Vy → 0, следовательно, время набора высоты t → ∞

Практический (статический) потолок — высота, на которой вертикальная скорость самолета Vy = 0,5 м/с.

Рис.1.11. Зависимость вертикальной скорости от высоты.

Динамический потолок — высота, на которой кинетическая энергия самолета становится равной нулю. Он обычно выше статического. Дополнительная высота (динамическая добавка высоты) набирается за счет преобразования кинетической энергии самолета в

Скороподъемность самолета характеризуется временем набора заданной высоты. На величину вертикальной скорости, «потолка» и скороподъемности самолета большое влияние оказывают масса самолета, температура воздуха, возможность форсирования двигателей и другие факторы.

Поляра скоростей режима набора высоты представляет собой кривую, огибающую концы векторов Vнаб. Для удобства поляру переносят в прямоугольную систему координат с сеткой углов 0 (рис. 1.12, а). Каждая точка поляры соответствует определеному углу атаки.

С помощью поляры скоростей можно по известной скорости набора высотыопределить углы атаки и углы глиссады, а также вертикальную скорость V_у и горизонтальную скорость V_х.

Рис. 1.12. Поляра скоростей при наборе высоты: а — пользование полярой; б — характерные точки на поляре скоростей и режимы набора высоты

 

 

На поляре скоростей характерными являются следующие точки (рис. 1.12, б):

1 — пересечения поляры с осью абсцисс: θ = 0; Vy = 0, следовательно, ΔР = 0, ΔN = 0; V_х max - точка соответствует максимальной скорости горизонтального полета;

II — касания поляры с прямой, параллельной оси абсцисс. Vy mах, следовательно, ΔN max, что имеет место при αнв и Vнв. Это режим наибольшей скороподъемности;

III — касания поляры с прямой, проведенной из начала координат: θmах, следовательно, ΔPmах, что имеет место при αэк и Vэк. Это режим наибольшего наклона траектории.

При одном угле наклона траектории набор высоты может совершаться в различных режимах:

Первый режим ( от Vmax до Vэк) — при увеличении угла атаки α угол наклона траектории увеличивается;

Второй режим ( от Vэк до Vmin) — при увеличении угла атаки α угол набора уменьшается.

Набор высоты осуществляется преимущественно на первом режиме, так как прямая зависимость между α и θ делает простым управление траекторией; отклоняя штурвал на себя, пилот обеспечивает одновременное увеличение α и θ. При больших скоростях полета самолет имеет хорошую устойчивость и управляемость. Набор высоты на втором режиме существенноусложняетуправление траекторией из-за обратной зависимости между α и θ. Полет происходит на больших углах атаки, малых скоростях, при пониженной эффективности рулей и плохой устойчивости самолета.

На режим набора высоты влияют следующие эксплуатационные факторы: тяговооруженность самолета, аэродинамическое качество К, потеря массы самолета в процессе полёта и метеорологические условия.

Уменьшение аэродинамического качества может происходить вследствие небрежного технического обслуживания, плохого ухода за обшивкой и остеклением или из-за обледенения самолета. При обледенении Рпотр возрастает дополнительно из-за увеличения массы самолета. Следовательно, необходимый для создания вертикальной скорости Vy избыток тяги при обледенении самолета резко уменьшается, так как ΔР = Ррасп — Рпотр.

Из метеорологических условий полета на режимы набора высоты наибольшее влияние оказывают давление и температура. Изменение этих параметров влияет не только на работу двигателей, но и на величину аэродинамических сил.

Снижение самолета.

Различают два вида снижения самолёта: планирование и моторное снижение. Режимом планирования называется равномерное прямолинейное (установившееся) движение самолета вниз по траектории, наклонной к горизонту, при отсутствии силы тяги. Моторным снижением является установившееся движение самолета вниз по траектории, наклонной к горизонту, при наличии силы тяги.

 

Схема сил и уравнения движения. Траектория планирования составляет с горизонтом угол, называемый углом планирования θ (рис. 1.13). Силы, действующие на самолет, взаимно уравновешены и считаются приложенными в центре масс. Подъемная сила Y_а перпендикулярна потоку (траектории), сила лобового сопротивления Х_а направлена по потоку, сила веса G — вертикально вниз. Сила тяги отсутствует (Р = 0). Следовательно, при планировании сила веса уравновешивается только аэродинамическими силами, а это возможно только тогда, когда вектор полной аэродинамической силы окажется направленным вертикально вверх и будет равным весу самолета G.

При планировании угол наклона траектории всегда равен углу качества, так как они образованы взаимно перпендикулярными сторонами: Y_а и Х_а — проекции полной аэродинамической силы соответственно на оси ОY_а и ОХ_а. G 1 и G₂ — проекции силы веса на те же оси координат.

Уравнения равновесия на планировании запишутся как:

Рис. 1.13. Схема сил, действующих на самолет при планировании.

 

ΣFya = Ya – G1 =0; ΣFxa = G2 – Xa = 0;

или Y_а = Gcosθ условие прямолинейности полёта,

Х_а = Gsinθ условие равномерности полёта

Скорость планирования. Из формулы подъемной силы и условия прямолинейности составим систему уравнений и решим ее относительно Y_Пл.

Получим V_пл = V_гор. .

Следовательно, горизонтальный полет, подъем и планирование различаются только значениями угла θ.

Дальность планирования — это расстояние по горизонтали, проходимое самолетом за время планирования, Lпл = Нctgθ / Угол планирования всегда равен углу качества, поэтому Lпл = НК. Эта формула справедлива только при отсутствии ветра.

При горизонтальном ветре дальность планирования

Lпл = НК±Wt

Где ±W — скорость попутного или встречного ветра, м/с;

t — время действия ветра (время планирования), с;

Н — высота планирования, м.

При попутном ветре дальность планирования увеличивается, а при встречном — уменьшается.

Поляра скоростей при планировании (рис. 1.14, а) представляет собой кривую, огибающую концы вектора скорости планирования. Поэтому каждая точка поляры соответствует определенному углу атаки. Отрезок прямой, соединяющий точку поляры с началом координат, — вектор скорости планирования V_пл. Проекция вектора Vпл на ось абсцисс представляет собой горизонтальную составляющую скорости планирования, а проекция на ось ординат — вертикальную составляющую скорости планирования V_у. Угол между V_{п л} и осm. абсцисс является углом планирования θ.

С помощью поляры скоростей можно по известной скорости полета V_Пл определить α, θ_Пл, Vх, Vу.

На поляре скоростей (рис. 1.14,б) характерными являются следующие точки:

1 — пересечения поляры с осью ординат соответствует углу атаки нулевой подъемной силы α о.

Рис. 1.14. Поляра скоростей при планировании:

а — пользование полярой; б — характерные точки на поляре скоростей и режимы планирования

 

 

V_уmax, θ = 9О°, самолет выполняет отвесное пикирование

II — касания поляры с прямой, проведенной из начала координат, соответствует наивыгоднейшему углу атаки α_Нв, при котором θmin, Kmax, Lпл.mах — наибольшая дальность планирования;

III — касания поляры с прямой, параллельной оси абсцисс, соответствует экономическому углу атаки, при котором Vymin, tпл.mах —наибольшая продолжительность планирования,

Режимы планирования. При одном и том же угле наклона траектории θ планирование может совершаться на разных режимах.

Первый режим планирования: увеличение угла атаки вызывает уменьшением угла планирования.

Второй режим планирования: увеличение угла атаки вызывает увеличение угла планирования.

Границей режимов является наивыгоднейший угол атаки, при котором угол планирования минимальный.

На углах атаки α > α _кр из-за срывного обтекания крыла коэффициент подъемной силы резко уменьшается. Подъемная сила становится меньше веса, и самолет парашютирует. При парашютировании самолет очень неустойчив, склонен к сваливанию на крыло и переходу в штопор.

Моторное снижение (снижение). Для снижения самолета обычно применяться моторное снижение, которое является установившемся снижением самолета при наличии силы тяги (рис. 1.15).

Подъемная сила Y_а так же, как при планировании, уравновешивает нормальную составляющую силы веса Gсоc θ, а сила лобового сопротивления Х_а уравновешивается суммой сил Р+Gsin θ. Скорость по траектории и дальность полета при скоростном снижении значительно больше, чем при планировании..

Рис. 1.15. Снижение самолета

 

2. НЕУСТАНОВИВШЕЕСЯ ДВИЖЕНИЕ САМОЛЕТА

Взлет самолета

Движение самолета считается неустановившимся, если на не­го действуют неуравновешенные силы, вызывающие изменение скорости по величине и по направлению.К этим режимам относятся взлёт, посадка, криволинейный полёт в горизонтальной и вертикальной плоскостях. Взлетом называется ускоренное движение самолета от начала разбега до высоты, на которой достигается безопасная скорость полета. Безопасной скоростью называется наименьшая скорость, при которой харак­теристики устойчивости и управляемости самолета достаточны для перевода самолета в установившийся набор высоты. Безопас­ная скорость на 25—30% больше минимальной.

Для современных самолетов применяют две схемы взлета: классическую для самолетов с поршневыми двигате­лями, при которой выдерживание производится на постоянной высоте; нормальную для самолетов с ТВД и ТРД, имеющих большой избыток тяги, при которой самолет после отрыва производит разгон с набором высоты.

Взлет самолетов с поршневыми двигателями осуществляется в четыре этапа: разбег, отрыв, выдерживание над зем­лей и набор безопасной высоты. Взлет самолетов с ТВД и ТРД состоит из разбега, отрыва и разгона с набором высоты.

Этапы взлета Р а з б е г необходим для создания подъемной силы, способной оторвать самолет от земли.

Разбег представляет собой прямолинейное ускоренное движе­ние. Во время разбега на самолет действуют сила тяги двигатель­ной установки Р, сила веса самолета G, сила нормального давле­ния N. сила трения колес Fтр сила лобового сопротивления Х_а, подъемная сила Y_а.

Рис. 2.1. Силы, действующие на са­молет при разбеге

Неуравновешенная сила ΔР = Р—(Х_а+ Fтр) создает ускорение движения. В процессе разбега силы, действующие на самолет, непрерывно меняются. На старте при V = О сила тяги Р и сила трения Fтр максимальны, а подъемная сила Y_а и лобовое сопро­тивление Х_а равны нулю. Увеличение скорости движения вызы­вает некоторое уменьшение тяги Р силовой установки, сила ло­бового сопротивления Х_а и подъемная сила Y_а увели­чиваются. Увеличение Y_а приводит к уменьшению (из- за уменьшения нормального давления) силы трения Fтр, но при этом неуравновешен­ная сила ΔР и создаваемое ею ускорение остаются почти постоянными.

Отрывом называется отделение самолета от зем­ли. При отрыве подъемная сила крыла становится несколько большие силы веса и самолет начинает двигаться криволинейно. Приближенно можно считать, что скорость отрыва на 10—15% больше минимальной скорости самолета.

Выдерживанием называется разгон самолета над зем­лей до скорости, достаточной для обеспечения нормальной ус­тойчивости.

Для этого пилот постепенно отклоняет штурвал от себя, уменьшая угол атаки, а следовательно, и коэффициент подъем­ной силы крыла. При этом происходит увеличение скорости. Самолеты с РД имеют очень большой избыток тяги, поэтому разгон осуществляется с набором высоты.

Набор высоты представляет собой ускоренное прямоли­нейное движение самолета вверх по наклонной к горизонту тра­ектории. Он начинается, как только скорость самолета на 15— 20% станет больше скорости отрыва. На высоте определённой РЛЭ данного типа убираются вначале шасси, а затем закрылки. После уборки механизации продолжается разгон самолета до наивыгоднейшей скорости набора высоты.

Взлетные характеристики. Основными взлетными характери­стиками самолета являются скорость отрыва, длина разбега и длина взлетной дистанции.

_| Скоростью отрыва называется скорость, при которой создается подъемная сила, обеспечивающая отделение самоле­та от земли

 

 

Тяга двигателей влияет прежде всего на избыток тяги, который определяет величину ускорения и длину разбега. Для получения максимального избытка силы тяги взлёт

полняется на взлетном режиме работы двигателей. Механизация крыла (щитки, закрылки и др.) позво­ляет при взлете уменьшить длину разбега. Выпуск закрылков увеличивает коэффициент подъемной силы С_Уа, за счет чего умень­шается скорость отрыва и длина разбега. При взлете очень важно иметь большое значение аэродинамиче­ского качества. Поэтому взлетные углы отклонения механизации крыла всегда меньше, чем посадочные.

 

Параметры воздуха. При повышении температуры, уменьшении атмосферного давления и плотности воздуха тяга си­ловой установки Р, избыток тяги ΔР и ускорение j на разбеге уменьшаются. Одновре­менно из-за уменьшения ρ увеличивается скорость отрыва, поэто­му время разбега, длина разбега и взлетная дистанция значи­тельно увеличивается.

.

Состояние поверхности ВП П характеризуется коэф­фициентом трения f колес о поверхность ВПП при разбеге.

Чем больше коэффициент трения, тем меньше ускоряющая сила Δ Р и больше длина разбега. При взлете с полосы, покрытой мокрым снегом, длина разбега и длина взлетной дистанции зна­чительно больше, чем при взлете с сухой бетонированной ВПП (при прочих равных условиях).

Направление и скорость ветра

Встречный ветер увеличивает местную скорость обтекания крыла, и на меньшей длине разбега самолет приобретает ско­рость отрыва. Попутный ветер увеличивает длину разбега. Боковой ветер создает боковую аэродинамическую силу (за счет скольжения и верти­кального оперения), стремящуюся развернуть самолет носом против ветра, и одновременно увеличивает подъемную силу и лобовое сопротивление на полукрыле со стороны ветра. Поэтому самолет стремится накрениться в направлении ветра, т. е. против разворота.

Уклон ВПП приводит к уменьшению или увели­чению ускоряющей силы за счет составляющей силы веса G2, которая вычитается из нее или складывается с ней, создавая от­рицательное или положительное приращение ускорения. При взлете самолета под уклон он приобретает большее ускорение и имеет меньшую длину разбега.

Аэродинам и ч е с к о е к а ч ест в о. При увеличении аэродинамического качества самолета создание подъемной силы, необ­ходимой для отрыва самолета, происходит при меньшем сопро­тивлении самолета, т. е. на меньшей длине разбега. Дляопредления длины разбега с учетом действия всех факторов используют специальные графики — номограммы.

Длиной р а з б е г а называется путь, проходимый самоле­том от начала старта до места отрыва самолета от земли.

Разбег можно считать равноускоренным движением: Lразб = Vсрtразб.

Средняя скорость и время разбега могут быть определены как:

Vср = Vотр/2; Lразб = Vотр/jср,

тогда Lразб = V²отр/ 2jcр.

где j — среднее ускорение на разбеге.

 

Длина разбега зависит от тех же факторов, от которых зави­сят скорость отрыва и ускорение самолета на разбеге. Длина взлетной дистанции — это проекция на гори­зонтальную плоскость пути, пройденного самолетом при выпол­нении разбега, отрыва, выдерживания и набора высоты до 10 7 м

⇐ Предыдущая12345Следующая ⇒

Поделиться:

Воспользуйтесь поиском по сайту: