i
Набор высоты — прямолинейное движение самолета вверх пс траектории, наклонной к горизонту. Если при этом скорость сохраняется постоянной, то набор высоты считается установившимся! Схема сил, действующих на самолет при наборе высоты с углом наклона траектории к горизонту Q, показана на рис. 3.3, а. Усло^ БИЯ установившегося подъема можно записать в следующем виде;! Р=ХЛ+ G2=Xa+GsinG; Y~ GX = G cos 0.
Исходя из того, что Y=CyS (pV2/2), потребная скорость набора
ВЫСОТЫ;
= V2G cosB/CySp = Vr.ny cose-
I
Величина fcos 0 всегда меньше единицы, поэтому можно сделать вывод, что для выполнения набора высоты самолета требуете» меньшая скорость, чем при горизонтальном полете на том же углей атаки. При небольших углах набора высоты (9 = 20-г-25°) величина)
Vcos В близка к единице, поэтому можно принимать, что ~ V?
Рис. 3.3. Схема сил, действующих на самолет при наборе высоты (а) и планировании (б)
При наборе высоты самолетом тяга затрачивается на преодоление лобового сопротивления Хй и составляющей силы тяжести 62, т. е. для набора высоты требуется тяга, большая, чем в горизонтальном полете на том же угле атаки.
Подъемная сила крыла при наборе высоты, наоборот, нужна меньше, чем в горизонтальном полете. Чем больше угол 6, тем меньше должно быть значение Y. Для вертикального подъема (0=90°) подъемная сила крыла не нужна. Этот парадоксальный на первый взгляд вывод объясняется просто. При наборе высоты самолета часть веса самолета G2 уравновешивается тягой Р (см. рис. 3.3, а). При вертикальном наборе высоты вес G полностью уравновешивается тягой Р. В этом случае тяга, потребная для набора высоты самолета, РНаб=^а+С/. Избыток тяги, необходимый для набора высоты, ДР=Ррасп—Хл = = G sin 0. Вертикальная скорость набора высоты Vv за единицу времени (рис. 3.4) может быть найдена из таких соотношений:
iyi/Ha6 = sine; sin Q = AP/G; Vy= (VM6AP)/G=AN/G. Из формул следует, что при неизмен- н ной величине G вертикальная скорость ‘ а самолета зависит от избытка тяги ДР т или избытка мощности А N. Значения /улг,|- ДР получают с кривых располагаемых и потребных тяг (см. рис. 3.2, а), а значения AM с кривых располагаемых и потребных мощностей (см. рис. 3.2, б). Максимальное значение вертикальной скорости может быть получено из условия
* у шахта х/0,
Рис. 3.4. Зависимость скоро-подъемности от высоты полета
т. е. для набора высоты с минимальной затратой времени (набор высоты с Максимальной скороподъемностью) пилот должен выдерживать наивыгоднейшую скорость полета при максимальном значении тяги (мощности)?
авиадвигателей. С увеличением высоты полета избыток тяги у с молетов с ТРД и избыток мощности у самолетов с поршневыми’ турбовинтовыми двигателями уменьшаются, поэтому уменьшает и вертикальная скорость.
Высота полета, на которой Кутах=0, называется теоретич ским потолком самолета #т. На этой высоте избытка тяги (мощн сти) нет, поэтому возможен только горизонтальный полет на на выгоднейшей скорости. Достигнуть высоты Ят самолет практич ски не может, так как по мере приближения к потолку избыттяги (мощности) становится все меньше и для набора оставшеш высоты потребуется затратить слишком много времени и топлив Уменьшение полетной массы вследствие расхода топлива привед« к увеличению теоретического потолка. Поэтому введено поняти практического потолка Нщ, — высота полета, на которой макс^ мальная вертикальная скорость ^тах=0,5 м/с. Значение Яц обычно получают расчетным путем, используя график рис. 3.4. Раз ница между практическим и теоретическим потолками обычно не велика (200—300 м). Благодаря кинетической энергииса
молет кратковременно может набрать высоту; большую теоретиче ского потолка. Эта высота самолета называется динамическим по толком Ядин. У самолетов гражданской авиации максимально« значение вертикальной скорости у земли составляет 12—25 м/с высота практического потолка 12 000—14 000 м. Высоту практичен ского потолка самолеты набирают за 40—50 мин.
)
Снижение — прямолинейное движение самолета вниз по наклон-*! ной к горизонту траектории. Снижение при отсутствии тяги двигав телей называется планированием.]
Уравнения установившегося движения при планировании (см,] рис. 3.3, б)1
У = в созе;1
где 0 — угол планирования.
Возведя оба уравнения в квадрат и сложив почленно, получим У2 + ^2 = ^2(00520 4- эшгв) = С?2 или в = У~У2 + х = /?.
Как видно, при планировании вес самолета уравновешивается полной аэродинамической силой.
Из первого уравнения движения самолета при планировании можно получить выражение для скорости КПл планирования
Упя = У(20 соэ в)/с?5р = Кг.» /соГв.
Из схемы сил, действующих на самолет при планировании, видно, что ^0=УДл = Х. Одно и то же значение аэродинамического качества может быть получено для двух различных углов атаки. Одпн из углов а меньше наивыгоднейшего угла атаки а<анв, другой больше наивыгоднейшего а>аив. Это означает, что одинаковый угол планирования 0 также может быть получен при полете на двух различных углах атаки. Наиболее пологое планирование (6т1п) имеет место при полете с углом атаки а = аНв, при котором д’ = Кщ&х’ Обычно планирование осуществляют на углах атаки меньше наивыгоднейшего, т. е. на скоростях, превышающих наивыгоднейшую скорость. При этом у самолета сохраняются хорошая устойчивость и управляемость.
Важной характеристикой планирования является дальность планирования ЬПЛ1 т. е. расстояние по горизонту, которое проходит самолет от начала до конца планирования. Из рис. 3.3, б легко заметить, что
1пл/Нпл = УХа = К, или 1ия=НпЛК, где Нал — высота планирования.
Наибольшая дальность планирования соответствует планированию на наивыгоднейшем угле атаки, т. е. при максимальном аэродинамическом качестве: Ьпл т&х=НплКт&1′ На дальность планирования большое влияние оказывает ветер
ил=н11лк -с,
где № — скорость ветра;
т — время планирования, в течение которого действовал ветер.
Встречный ветер уменьшает, а попутный увеличивает Ьпл.
При снижении самолета с работающими двигателями равенство сил, действующих на самолет, запишется таким образом:
=Г = С со$®,
где Р — тяга двигателей.
Обычно при снижении частота вращения двигателя незначительно превышает частоту вращения в режиме малого газа, и развиваемая тяга небольшая. Наличие тяги увеличивает дальность снижения и уменьшает угол наклона траектории. Снижение самолета, летящего на высоте 9 000—11 ООО м, обычно начинается за 250—300 км от аэродрома. Вертикальная скорость снижения 5— 10 м/с часто ограничивается изменением барометрического давления в пассажирских кабинах с тем, чтобы избежать боли в ушах пассажиров. В случае экстренного снижения, например при разгерметизации пассажирской кабины, пожаре и т. п., вертикальная скорость должна быть максимальной, однако пилот
не должен допускать чрезмерного увеличения поступательной скорости из соображений прочности (ограничение по скоростному напору), устойчивости и управляемости (ограничение по числу М полета). Вертикальная скорость снижения Уу ограничивается значением 35— 40 м/с при убранном и 65—70 м/с при выпущенном шасси.