Vпотребный для набора высоты Vпотребный для гориз. Полета.

Так как sin  набора высоты ∆Р / G то, подставляя эти выражении в формулу V_y набора высоты, получим:

V_y наб.выс. = V потребн. для наб.выс. · sin  наб. выс.  V потр.для наб. выс. · ∆Р / G, следовательно получим:

V_y . Из этой формулы следует, что V_y подъема прямо пропорциональна произведению ∆Р · V_потр.ГП иобратно пропорц. полетному весу самолета G. У самолетов с поршневыми двигателями V_y подъема определяем через избыток мощности ∆N. Так как N = , то напишем для избытка мощности : N  , откуда получим ∆Р · V_{потр.ГП} 75·∆N.

Подставив эту формулу в формулу V_y , определим по избытку мощности V_y подъема:

V_y 

Из этой формулы следует, что при неизменном полетном весе самолета его V_y целиком зависит от избытка мощности. С увеличением высоты полета ∆Р у самолетов с ТРД и ∆N у самолетов с поршневыми двигателями уменьшаются, поэтому уменьшается и V_{y подъема} . С помощью графика изменения V_y от высоты и скорости полета (рис. 128-Вотяков) определяем: максимальное значения V_{y подъема} и соответствующей ей V по траектории для каждой Н полета проведением касательных, параллельные оси абсцисс, и из точки касания опускаем перпендикуляр на ось скоростей подъема. Пересечение касательной с осью ординат покажет максимальное значение V_{y подъема} на данной высоте, т.е. V_{y подъема максимальное}, а перпендикуляр, опущенный на ось абсцисс, - соответствующую V по траектории подъема. Значения вертикальной V подъема V_y и V по траектории подъема, определенные с помощью графика изменения V_y от высоты и V полета заносим в таблицу. На оснавании таблицы строится график зависимости V_{y подъема} и V по траектории подъема от высоты полета (рис. 129-Вотяков).

14К ) Скороподъемность – Наименьшее время подъема самолета на заданную высоту с данным взлетным весом при работе су с максимальной тягой (мощностью).

14^л ) Наивыгоднейший V подъема, т.е. скорость (по траектории) наиболее быстрого (крутого) набора высоты – Скорость полета самолетов с ТРД вдоль траектории набора высоты соответствующий максимальной скороподъемности по вертикали (V_{y максимальный}), который находится из рис. 128 - Вотяков. На скоростях, отличающейся от V_{наивыг.подъема} в большую или в меньшую сторону, избыток тяги ∆Р будет уменьшаться, в результате чего уменьшится и подъ. На V_{макс.ГП} установившийся подъем не возможен из-за отсутствия ∆Р. С увеличением набираемой высоты V_{наивыг. подъема} вдоль траектории набора высоты увеличивается из-за уменьшения ρ, поэтому уменьшается ∆Р, а ∆Р уменьшается интенсивнее, т.к. произведение ∆Р ∙ V_{потр.подъ}, а следовательно, и вертикальная скорость подъема V_y уменьшаются. Это объясняется тем, что V_{потр. подъема} по траектории набора Н увеличивается значительно медленней, чем уменьшается с набором высоты Р_{распол.подъ.}. Увеличение Н полета сопровождается уменьшением ∆Р из-за уменьшения массовой ρ воздуха. На Н потолка самолета ∆Р уменьшится до нуля, поэтому и подъема с набором Н уменьшаясь, вблизи потолка Vу_{наивыг.подъ,} обращается в нуль. 14^м) Теоретически (статически) потолок самолета – это высота полета на которой скорость набора высоты по вертикали должна быть равна нулю, т.к. избыток тяги «∆Р» и диапазон скоростей ГП «∆V» на нем равны нулю (Вотяков, рис.121), поэ-тому ее достичь не возможно, т.к. на нем ГП возможен только на наивыгоднейшей скорости, а достигнуть ее самолет прак-тически не сможет, потому что по мере приближения к потолку «∆Р» становиться все меньше и меньше для набора остав-шейся высоты, для этого потребуется затратить бесконечно много времени и топлива... . 14^н) Практический потолок (условный потолок) – это высота полета, на которой максимальная V_{y подъема} самолета равна 0,5 м / сек. Разница между теоретическим и практическом потолком не превышает 200 метров и их можно определить по графику (рис. 130-Вотяков) Минимальная V полета с высотой возрастает из-за уменьшения массовой плотности воздуха, т.к. набор высоты согласно РЛЭ выполняется на наивыгоднейшей V для быстрого набора рабочего эшелона полета, а наивыгоднейшая V тоже увеличиваясь через плотность, на высоте близко потолку самолета сравняется с минимальной V полета (рис.121-Вотяков) и при малейшей ошибке экипажа, например, при преждевременной уборке режима СУ (т.е. до перевода самолета в ГП и установки режима СУ для ГП), став ниже минимальной V полета, срывается в штопор. Рекомендаций пилотам по предотвращению срыва самолета в штопор при предупредительной (на некоторых конструкциях самолета без предупрительной) срывной тряске, когда самолет еще находится на иволютивной скорости и вяло реагирует на отклонения рулей, потому что полет на больших углах атаки (АД и ДП - Вотяков):

¨На самолетах с расположением СУ в носовой части или в крыльях (ЦТ ее находится в первой половине ее длины) немедленно опустить нос самолета для своевременного создания пикирующего момента, обеспечивающее уход от закритического угла атаки на меньшие углы атаки и немедленно увеличить режим СУ вплоть до максимального;

¨На самолетах с расположением СУ в ХО (ЦТ ее находится во второй половине ее длины, т.е. ближе к ХО) немедленно создать крен в любую сторону, чтобы успеть использовать эффективность РВ, т.е. успеть опустить нос самолета для ухода от закритического угла атаки на меньшие углы атаки, затем увеличить режим СУ вплоть до максимального. Эти действия крайне необходимы, т.к. самолет с СУ в ХО входит в плоски штопор, с которого самолет не выходит. При не своевременных действиях самолет с расположением СУ в носовой части или в крыльях сваливается на крыло или на нос с входом в штопор, а самолет с расположением СУ в хвостовом отделении остается на закритических углах атаки и входит в плоски штопор (падение самолета с закритическими углами атаки, т.е. с поднятым носом и с вращением по спирали). 14^о ) Барограмма подъема – Кривая зависимости времени подъема от набираемой высоты, с помощью которой определяется время набора любой высоты (Рис.133-Вотяков).

П л а н и р о в а н и е (снижение) самолета.

15) П л а н и р о в а н и е – это снижение самолета с тягой СУ равный нулю или близкий к ней в режиме ПМГ (полетный малый газ). 15^а ) Режим планирования (снижения) самолета – это прямолинейное и равномерное движение самолета по наклонной вниз траектории с постоянной скоростью с тягой и без тяги СУ для потери высоты и производства посадки в пункте назначения. 15^б Угол планирования (пл.) – Угол, между траекторией планирования и горизонтом. 15^с Минимальный угол планирования (пл.) – V полета по траектории снижения соответствующий наивыгоднейшему углу атаки, т.е. V наивыгоднейшей, на котором аэродинамическое качество максимальное, а Р_{потребное.} минимальное. 15^д Пикирование – Планирование с углами планирования, превышающими 30 . Силы, действующие на самолет при планировании (на снижении) с нулевой тягой СУ (пл. не  30 , рис. 136 – Вотяков. При планировании на самолет действуют сила веса G и полная аэродинамическая сила R по вертикали, а т.к. движение самолета осуществляется по наклонной вниз траектории, то силы действуют следующим образом:

1). Сила веса G направлена вертикально вниз и раскладывается на две составляющие: а) в направлении, перпендикулярном траектории движения – У = G ₁ = G · соs планир. – условия прямолинейности движения; б) в направлении движения самолета – Q = G ₂ = G · sin планир. – условия равномерности движения;

2). Полная аэродинамическая сила R раскладывается на: а) подъемную силу У, уравновешивающую силу G ₁, чем обеспечивается прямолинейность движения; б) силу лобового сопротивления Q, уравновешивающую силу G ₂, что обеспечивает постоянство V движения, т.е. равномерности движения по траектории планирования. Поскольку планирование рассматривается как плоское поступательное установившееся движение самолета, то линия действия всех сил, действующих на самолет, пересекаются в его ЦТ. Так как при планировании самолет движется прямолинейно и равномерно, то все силы взаимно уравновешены, и самолет движется по инерции.

Уравнение движения ЦТ самолета при отсутствии тяг СУ на планировании (снижении): а) Условия прямолинейности планирования - Равенство У и составляющей силы веса G : У = G = G ∙ соs. пл.; б) Условия равномерности планирования - Равенство сил, действующих вдоль траекторий планирования. Эти два уравнения движения ЦТ самолета тесно связаны между собой и при нарушении одного из них нарушается и другое. Равнодействующая сил У и Q, т.е. R, при планировании всегда направлена вверх и равна G: R = G. Из этих уравнений движения при планировании вытекает следующие выводы: – Подъемная сила при планировании меньше, чем в ГП на тех же α, т.к. «У» уравновешивает только часть силы веса самолета G . С увеличением пл. составляющая силы веса G уменьшается, следовательно, должна уменьшаться и подъемная сила У. – Составляющая силы G при планировании выполняет роль Р. Если пл. увеличивается, то сила G тоже увеличивается, что вызывает увеличение V движения по траектории, а это в свою очередь вызовет увеличение силы Q, которая уравновесит G , и движение снова станет равномерным.

15^е) Потребная скорость для планирования ( V_{потр. пл.} ) – Скорость необходимая для создания Y на данном  равный составляющей силы веса самолета G = G ∙ соsпл.), направленную перпендикулярно траектории планирования . Так как равнодействующая сил У и Q, т.е. R, при планировании всегда направлена вверх и равна G, значит R = G, то подставив в это уравнение значение R, получим : С_R ∙ = G ; Отсюда: V_{потр. пл .} = ; или У = G , а G = G ∙ соsпл., значит G ∙ соsпл. = С_У ∙ откуда получим: V_{потр. пл .} = = V_потр. Г.П. ∙ _.

Согласно формулы V_{потр. пл .} зависит от тех же факторов, что и V_потр. г.п. (от G cамолета; S кр ; Н пол. и Су) и еще от величины пл. С увеличением  Су увеличивается, а V_{потр. пл.} при этом уменьшается. Уменьшение V_{п о т р. пл.} на самолетах и планерах достигается применением механизации крыла. На больших высотах из-за малой плотности воздуха V_{п о т р. пл.} больше, чем на малых высотах. Так как при планировании требуется меньшая У, то V_потр. планирования будет всегда меньше V_потр. ГП на одном и том же . Планирование производится на углах атаки, близких к наивыгоднейшему при которых пл. сравнительно невелик, а аэродинамические коэффициенты С_R и Су по своей величине почти одинаковы. Поэтому V_{п о т р. планирования}, можно считать равной V_{гориз. полета} на том же . При увеличении пл. углы атаки уменьшаются, а V_{потр. пл .} возрастает по двум причинам:

– Из-за увеличения составляющей силы веса G , заменяющей силу тяги, и из-за уменьшения Сх. На новом пл.движение станет равномерным после того, как Q сравняется по своей величине с силой G .

15^ж ) Угол качества (кач.) – Угол заключенный между аэродинамическими силами R и У, который равен пл. Они равны между собой как углы с взаимно перпендикулярными сторонами, поэтому при данном пл. и кач. численно равны, т.е: кач. = пл. Из схем сил найдем: tgкач. = Q / У, а вместо сил подставив их коэффициенты, то получим: t g кач. = Сх / Су или tgкач. = 1/ К. Согласно формулы угол планирования зависит только от аэродинамического качества самолета и планера. Факторы влияющие на угол планирования : 1) Формула tgкач. = 1/ К справедлива при планировании с числами М < М_крит, При планировании с числами М > М_крит, вследствие влияния сжимаемости воздуха, аэродинамическое качество «К» уменьшается, поэтому кач. будет увеличиваться. В этом случае будет сказываться и высота полета, т. к. с подъемом на высоту уменьшается М_крит. 2) Если при планировании на некотором выпустить закрылки, то увеличится Су, но возрастает и Сх, т.к. аэродинамическое качество «К» уменьшится, а угол планирования увеличится. Таким образом, при выпуске закрылков планирование совершается с меньшей скоростью, но по более крутой траектории. 3) Выпуск шасси увеличивает Q самолета, аэродинамическое К при этом уменьшается и, следовательно, план. увеличивается.

4) Согласно формулы tg кач. = 1 / К, план. от полетного G не зависит, если при планировании с другим полетным G самолета остается без изменении. Изменение полетного G сказывается только на величине V_{потр. пл} (если два самолета планируют на одинаковых с одинаковым аэродинамическим «К» и различными полетными G, то они будут иметь одинаковые углы планирования, но самолет с большим полетным весом будет иметь большую V_{потр. пл} по траектории планирования). Так как угол планирования «план.»определяется отношением Сх / Су, то по поляре самолета можно определить некоторые характеристики планирования: Проведением из начала координат касательной к поляре покажет «план. минимальный», т.е. наиболее пологого планирования, которое осуществляться на наивыгоднейшем и следовательно, при наибольшем аэродинамическом К самолета.

Проведением из начала координат касательной к поляре покажет «планир. минималь.», т.е. наиболее пологого планирования, которое осуществляется на наивыгоднейшем, и следовательно, при наибольшем аэродинамическом качестве самолета (рис. 137 – Вотяков).

Для уменьшения угла планирования проводятся различные кон­структивные мероприятия, направленные на увеличение аэродинами­ческого качества (увеличение удлинения крыла, улучшение аэродина­мических форм и т. д.). В практических полетах возможно так называемое моторное сни­жение, которое осуществляется тогда, когда тяга двигателя не равна нулю. В этом случае планир. определяется по формуле:

Из формулы видно, что по мере уве­личения тяги двигателя планир. уменьшается и, если величина тяги численно сравняется с величиной Q, т.е. когда Q = Р, то угол планирования будет равен нулю, а полет станет горизонтальным. Планирование, как и ГП, может происходить на двух режимах. Если на графике поляры само­лета (см рис.137- Вотяков) провести секущую из начала координат, то при одном и том же планир. можно планировать на двух углах атаки  и , с разными скоростями. Планирование на углах атаки, меньших наивыгодней­шего, называется «Первым р е ж и ­м о м планирования», а планирование на углах атаки, больших наивыгоднейшего, называется «Вторым режимом планирования». Планирование на первом режиме ха­рактеризуется большими скоростями, хо­рошей устойчивостью и управляемостью самолета (планера), поэтому в практике полетов планирование про­изводится, как правило, на «Первом режиме». Второй режим планирования характеризуется малыми скоростями полета, большими углами атаки, а следовательно, плохой устойчивостью и управляемостью. По этой причине планирование на «Втором режиме» производить запрещается.