Для расчетов на практике обычно применяют отношение:

G / S = «Р» - называемое «удельной нагрузкой» на крыло (У современных тяжелых скоростных самолетов «Р» до 800 кг/м²).

_{Коэффициент подъемной силы Су изменяется пропорционально изменению угла атаки, что вызывает изменение} V_{потр. для ГП, из}

Этого следует вывод: Каждому  (Су) на данной высоте полета соответствует определенное значение V для г.П.

6 ) Потребная тяга для ГП (Р_{потр. Г П}) – это тяга, необходимая для уравновешивания Q самолета (P = Q) на данном  и данной Н полета.

Поделив условия горизонтальности полета «Y = G» на условия равномерности движения самолета «Q = P», найдем: (Y / Q = G / P). Y/ Q или C_y / C_х = К (аэродин. качество самолета), т.к. G / P = Y / Q, а Y / Q = К, то G / P = К; Р = G / К - следовательно Р_{потр.Г.П.} = G / К . Из формулы Р_{потр. Г П} самолета видно, что она находится в прямой зависимости от полетной массы самолета G и факторов, влияющих на его аэродинамическое К (угла атаки, положения шасси и закрылков и т.п.), поэтому с увеличением полетной массы самолета увеличивается и

V_{потр.Г П}, что приводит к увеличению Q, а значит и к увеличению Р_{потр.Г П}.  Следовательно, с увеличением веса самолета Р _{потр. Г.П.} увеличивается. Так как Р_{потр.Г П} (согласно ее формулы) находится в обратной зависимости от К самолета, то происходит следующее: – Качество самолета изменяется с изменением  (рис. 66 - Вотяков) и на _{наивыгоднейшем} качество будет максимальным, поэтому именно

на  _{наивыгоднейшем} Р _{потр.Г П} будет минимальным (рис. 114 - Вотяков). Из этого, как было, следует дополнительный вывод:

 Каждому  соответствует определенное значение C_y, т.е. определенное значение V полета и

определенное значение Р_{потр. Г.П.}. Отсюда следующии вывод:

Р_{потр.. Г.П.} зависит от V полета, о чем свидетельствует и формула - Р_{потр. Г.П. =} С х поэтому, на определенной высоте полета «Р_{потр. Г.П.} » самолета будет изменяться от изменения ее скорости через плотность. Для наглядности представления о характере изменения Р_{потр.Г.П.} от V полета строится график потребных тяг (кривые Жуковского - кривые потребных тяг для ГП), с помощью, которой определяется Р_{потр. Г.П.} для различных скоростей для одной высоты полета и одного веса самолета (рис. 114 - Вотяков).

В реальных условиях изменяются Н полета и G самолета, и ряд эксплуатационных факторов, поэтому рассмотрим влияние указанных факторов

на величину Р_{потр. Г П} на том или ином 

А) Влияние высоты полета на Р_{потр. Г.П.}. – Из формулы У = C_y · ρ · V² · S / 2 следует вывод: Подъемная сила «Y» с поднятием на высоту уменьшается с уменьшением ρ, поэтому для сохранения условия ГП (Y = G) при полете на данном при неизменном C_y, нужно увеличивать скорость полета.

Потребная V Г П определяется по формуле: V_{потр. Г П} = . Зная потребную V_{Г П} у земли (Н = 0) на данном  и на данном полетном весе G, можно рассчитать V_{потр. Г П} для любой другой высоты при тех же  и полетных весах самолета G по формуле:

V_н = V₀ · . (Выражение под корнем - высотный коэффициент).

Из этой формулы видно, что при полете на одинаковых  V_{потр. Г.П.} на высоте «Н» > V полета у земли, потому что ρ₀ / ρ_н всегда больше единицы, т.к. с поднятием на высоту ρ уменьшается, т.е. ρ₀ > ρ_н. В этом случае каждая точка на кривой потребных тяг, соответствующая какому либо сдвинется вправо параллельно оси скоростей на величину V·Н ₁ - V·Н ₂, поэтому и вся кривая Р_{потр..«н»} = ƒ(V) сдвинется вправо на ту же величину (рис.115-Вотяков).

Б) Влияние веса самолета на Р_{потр.Г.П.} (рис. 116-Вотяков) – Она выясняется из анализа формулы Р_{потр.Г.П.} = G / К . Если производит полет на одних и тех же углах атаки, значит, и при неизменном аэродинамическом качестве, то по формуле Р_{потр.Г П «1» =} Р_{потр.Г П «о» · G«1» / G«о»} находим новый измененный полетный вес самолета G_«1». (G_о - исходный полетный вес самолета; G₁ - новый полетный вес самолета). Из этой формулы видно, что изменение Р_{потр.Г П} от измененного полетного веса прямо пропорционален этому изменению, и поэтому кривая при увеличении G самолета сместится вверх. Углы атаки при этом сместятся вправо, т.к. для полета с большим полетным весом G₁ на данном угле атаки требуется большая скорость полета, чем при полете с полетным весом G₀, если G₁ > G_0. Плохая обработка поверхности крыла, фюзеляжа, ХО и других частей самолета, выступающие головки заклепок, небрежный уход за

авиатехникой в процессе эксплуатации, вследствие чего увеличивается шероховатость, и волнистость обшивки крыла и фюзеляжа, все это при-

водит к возрастанию Q самолета. Возрастание Q ведет к увеличению Р_{потр.Г П} и в итоге приводит к ухудшению летных характеристик самолета.

Кривые потребных и располагаемых тяг Г П. Кривые Р_{потр.Г П} для одной Н и одного полетного G (рис. 114-Вотяков) и кривые Р _{потр.Г П} для различных высот полета (рис. 115 - Вотяков) не могут дать ответа на вопрос о возможности выполнения ГП на той или иной высоте полета, поэто- му для ответа на вопрос о возможности ГП с данной скоростью и на данной Н, и для анализа летных характеристик самолета (по методу Н.Е. Жуковского для дозвуковых самолетов - без учета сжимаемости) на кривую Р _{потр.Г П} наносят кривую Р_{распол.Г П} (тяга развиваемая СУ на данной скорости и высоте полета), которого назвали именем ученого (рис., 117 и 118 - Вотяков).

7) Располагаемая тяга для Г.П. (Р_{распол.Г П}) – Тяга развиваемая СУ на данной V и высоте Н, т.е. при данном положений РУД (рычагов управления двигателями ). По кривым Жуковского для Р можно определить следующие характерные точки: а) минимальную и максимальную скорости полета; д) найти избытки тяги на разных скоростях и высотах полета; б) скорость полета с наименьшей Р_{потр. Г П}; е) изучить изменение летных характеристик самолета с поднятием на Н; с) диапазон скоростей ГП и его изменение по высотам; ж) скороподъемность и другие летные данные самолета.

7^а ) Минимальная скорость для ГП (V мин. г.п.) – Наименьшая, т.е. теоретически возможная скорость Г.П. (или набора высоты), который происходить на критическом угле атаки «_{критич.}»,на котором C_y достигает максимального значения, поэтому потребная скорость минимальна:

V мин. ГП может быть получена при полете на _{критическом} (_{критическому}), которому соответствует C_{y макс (критич.),} но выполнять полет на теоретически минимальной скорости категорически запрещен, т.к. на критических углах атаки полет неустойчив, поскольку незначительное увеличение угла атаки сверх критического приводить к уменьшению C_y, а значить, к падению подъемной силычто приводит к потере скорости из-за срыва пограничного слоя крыла, в результате произойдет сваливание самолета в штопор. Действительно, если угол атаки случайно станет больше критического, то коэффициент C_y резко уменьшиться и станет меньше C_y максимального и скорость Vмин. окажется уже недостаточной для горизонтального полета. Самолет будет проваливаться. Это явление и называется потерей V, достижение которого сопровождается срывной тряской самолета, если не принять немедленных мер по предотвращению этого явления, самолет свалиться в штопор (падение самолета с вращением по спирали на _{закритических})…!!! В связи с этим на практике минимальная скорость полета ограничена минимально - допустимой скоростью на всех этапах полета(Vмин. доп. …).

7^б) Минимально- допустимая, т.е. практическая скорость ГП (V_{мин. доп. ГП}) – В целях безопасности установленная минимально-допустимая, практическая V_{Г П} (V_{мин. доп. ГП}), превышающая минимально - теоретическую V_{Г П} на 10 - 15 % :

– C_{y мин.доп.Г.П.} 0,80 - 0,85 C_{y макс (критич).}; – V_{безоп.Г.П.} = Vмин.теор + 10 - 15 % Vмин.теоретич. г.п.

_{Это значит, что практически минимально - допустимая скорость ГП на 15-20 % больше теоретически возможной скорость ГП,т.е, если теоретически возможная ГП = 250к/ч,}

_{то Vпрактич. мин. доп. ГП будет = 300к/ч.}

Полеты на Vкритическом, т.е. на Vтеоретич. мин. г.п. происходит с определенными трудностями в технике пилотирования по причине плохой устойчивости и управляемости самолета и из-за опасности выхода самолета на закритичекие  Согласно формулы V_{теоретич. миинм. Г П}, зависит от Н полета (через ρ) и удельной нагрузки на крыло. Так как ρ с высотой уменьшается, то V_{Г П теоретич. миинм.} увеличивается и определяется по формуле: V мин « »= V мин « » • (Выражение под корнем - высотный коэффициент). Изменение Vмин. г.п. с высотой показано на рис. 119 (Вотяков), она является важной величиной, характеризующей взлетно-посадочные свойства самолета, поэтому конструкторы стремятся всеми возможными способами уменьшить V_{миинм. Г П} у земли, а достигнуть этого можно увеличением C_{y макс.(критич.)}.

С этой целью применяют различные виды механизации крыла, сдув или отсос пограничного слоя и т.п. В процессе эксплуатации полетный вес самолета может измениться из-за доработок по усилению конструкции самолета, что приводит к изменению удельной нагрузки на крыло. Чем больше удельная нагрузка на крыло, тем больше Vмин. Повышение минимальной скорости увеличивает посадочную скорость самолета, что увеличивает длину ВПП, чем усложняется техника выполнения посадки. У современных сверх тяжелых самолетов, имеющих большие удельные нагрузки на крыло и большие значения C_{y макс.( критич.)} крыла, минимальные скорости полета у земли достигают до 350 км/ч.

7^с ) Максимальная скорость ГП (Vмакс.г.п.) – это наибольшая V ГП, развиваемая самолетом при максимальной тяге СУ: На кривых Жуковского для тяг потребных и располагаемых (рис. 118-Вотяков), Vмакс.г.п. находят, опуская перпендикуляр из точки пересечения кривых потребной и располагаемой тяг на ось скоростей. Из условия ГП: P = Q, а Q = Сх ρ · V²макс. · S / 2, значит Q = Сх ρ · V²макс. · S / 2, отсюда Vмакс. = _{Анализ формулы показывает, что Vмакс. г.п. самолета зависит от Рмаксим. распол. г.п., от Сх самолета, массовой} ρ_{и S крыла. Эта формула справедлива для дозвуковых скоростей полета, а при околозвуковых и сверхзвуковых скоростях полета брать поправку к Сх на величину волнового сопротивления.} Из графика (рис. 118-Вотяков) видно. что ГП со скоростью > максимальной невозможен, т.к. для дальнейшего увеличения V не хватает Р двигателей. Максимальная скорость ГП является одной из важнейших характеристик самолета, поэтому при создании самолетов любого назначения конструкторы стремятся достигнуть как можно большей величины максимальной скорости, что достигается обеспечением прочности конструкции самолета.

Изменение (зависимость) максимальной скорости г.п. от: А) Площади крыла– увеличение V макс. г.п. самолета с стреловидным крылом, за счет уменьшения площади (уменьшается S крыла –

уменьшается Q, т.е. Сх крыла) крыла привело к тому, что у современных самолетов удельная нагрузка на крыло возросла до 800 кг/м*. Но при этом неизбежно увеличение и Vмин. г.п., которая связана с взлетно-посадочными характеристиками, поэтому крыло современного само­лета с целью улучшения

условий взлета и посадки оборудуется различ­ного рода механизацией, увеличивающей значение коэффициента подъемной силы Cy макс. г.п. . Таким

образом максимальная скорость полета само­лета возрастает за счет уменьшения площади крыла и за счет уменьшения волнового сопротивления

из-за увеличения угла стреловидности У.

Б) Высоты полета– Н г.п. влияет на V макс. г.п. через изменение ρ при изменении Н. Из формулы V макс. г п видно, что с подъемом на высоту из-за уменьше­ния ρ максимальная скорость должна бы увели­чиваться. Этот вывод будет справедлив при условии сохранения не­изменной располагаемой тяги Р_{расп. Г П}. Однако, как было ранее выяснено, располагаемая тяга турбореактивных двигателей (ТРД) с поднятием на высоту уменьшается почти с такой же интенсивностью, что и массо­вая плотность воздуха. Поэтому при анализе формулы V макс. г.п.

рассматривается отношение располагаемой тяги к массовой плотности: Р_{расп. Г П /} ρ. Из теории двигателей известно, что располагаемая тяга ТРД до высоты 11 км уменьшается медленнее, чем убывает массовая плотность ρ воздуха.

Поэтому отношение Р_{расп. Г П /} ρ до 11 км увеличивается. По этой причине максимальная скорость полета до высоты 11 км будет увеличиваться. На высотах больше 11 км, вследствие постоянства температуры наружного воздуха (согласно МСА), располагаемая тяга уменьшается пропорционально

уменьшению массовой плотности воздуха. Отноше­ние располагаемой тяги к массовой плотности (Р_{расп. Г П /} ρ) остается постоянным, а максимальная

скорость при этом будет уменьшаться за счет возрастания лобового сопротивления Cx_t так как для создания необходимой подъемной силы нужно увеличивать угол атаки, что приводит к увеличению Сх. Эти рассуждения справедливы для дозвуковых самолетов, когда нет еще волнового сопротивления. С) Температуры наружного воздуха (ТНВ)– ТНВ оказывает влияние на Vмакс.г п. в основном через изменение располагаемых тяг. При понижении ТНВ тяга ТРД возрастает, поэтому кривая Р_{расп. Г П} будет смещена вверх. Изменение ТНВска­зывается на величине ρ, но масштабы из­менения ρ в реальных условиях сравнительно невелики и заметного влияния на Vмакс.г п.не оказывают. При полете в околозвуковой зоне при наличии волнового сопротив­ления с понижением температуры воздуха число М полета уменьшается, волновой кризис наступает на меньших скоростях и, как следствие, растет потребная тяга на преодоление дополнительных волновых со­противлений, что, естественно, уменьшает Vмакс.г п. Д) Полетного веса (G) – Изменение веса вызывает изменение V_{потр.Г П} и Р_{потр. Г П} (см. рис. 116 - Вотяков), ко­торые с увеличением полетного веса самолета увеличиваются, а ве­личина Vмакс.г п.уменьшается. Следует иметь в виду, что Vмакс.г п будет сильно уменьшаться при, при загрязнении наружной поверхности крыла, фюзеляжа, оперения, при несоблюдении технологии про­изводства и ремонта самолета. На некоторых типах самолетов достижение максимальной скорости может сопровождаться ухудшением устойчивости и управляемости, возникновением опасных для конструкции вибраций типа флаттер, появлением недопустимых деформаций. Поэтому для каждого типа самолета устанавливается ограничение максимальной скорости. Е) Ограничение V максимального по скорост­ному напору (по динамическому давлению) «q» = ρ V² / 2 – Связано с тем, что при увеличении V полета до максимальных значении скоростной напор «q» воздушного потока возрастает пропорциональ­но квадрату V, что опасен аэродинамическими нагрузками на крыло, обшивку планера, на фонарь кабины пилотов, ХО и на другие части самолета. Возрастание аэродинамических нагрузок может сопровождаться возникновением деформаций конструкции самолета, в результате чего могут появ­ляться такие явления, как валежка самолета, реверс элеронов на само­летах со стреловидным крылом. Кроме того, чрезмерная величина скоростного напора «q» может привести к отрыву обшивки, разрушению заклепочных швов, отсосу стекол фонаря кабины и появлению недо­пустимых деформаций конструкции самолета.

Наибольшая величина «q» при полете на Vмакс.г п. будет у земли, с поднятием же на Н в связи с уменьшением ρ воздуха q также уменьшается. Так как прочность конструкции самолета рассчитан на потолок данного самолета, то при превышении потолка самолета нагнетаемый воздух в самолет может разорвать самолет, а при снижении наоборот. Для избежание нарушении местной прочности конструкции самолета и опасных деформаций, необходимо уменьшить скоростной напор.

Каждый самолет рассчитывают на опре­деленную величину скоростного напора. Например, для самолета Як – 50 q макс. = 500 кг/м², для самолета Л – 29 q макс. = 3000 кг/ м², для самолета, МИГ – 17, q макс. = 4 000 кг/м².

Рис. 120. Ограничение максимальной скорости полета.

Для того чтобы избежать нарушения местной прочности конструкции самолета и опасных деформаций, надо либо уве­личить местную прочность, либо ограничить местные нагрузки, т. е. уменьшить допустимый скоростной напор.

Увеличение местную прочность некоторых частей самолета приводит к увеличению веса самолета, что невыгодно, т.к. при полетах на большой высоте такая прочность не нужна, потому что скоростной напор невелик. Выгоднее ограничить максимальную скорость с таким расчетом, чтобы не был превышен заданный скоростной напор (рис. 120 - Вотяков). Допустимая максимальная скорость определяется по формуле: Vмакс. доп. = Vмакс. доп., определенная для полета у земли будет той приборной скоростью, которую в полете нельзя превышать, т.к. ρ_н меньше, чем ρ₀, что влияет на прочность конструкции самолета, а прочность рассчитан в среднем на высоты 12 000…13 000 м. Ограничение Vмакс. доп. наносится на график Vмакс. доп. = ƒ(Н) в виде прямой q макс. = const. На этот же график наносятся ограничения Vмакс. доп. по числу М. Ограничения Vмакс. доп. по числу М связаны с наруше­нием устойчивости и управляемости самолета, надежностью работы двигателей и пр. Каждый тип самолета имеет свои ограничения мак­симальной скорости полета по скоростному напору и по числу М, которые даются в описаниях самолета и в инструкциях экипажу по технике пилотирования самолет.

8 ) Наивыгоднейшая скорость Г.П. – это скорость на найвыгоднейщем угле атаки «_наивыг»,при котором аэродинамическое качество самолета максимальное, а тяга потребная минимальная, и ее находят на графике рис.118 - Вотякова проведением каса-тельной к кривой потребных тяг параллельно оси скоростей и из точки касания опускают перпендикуляр на эту ось: Р_{потр. мин. Г.П.} = G _/ Кмакс. Так как на V_{наивыг. Г.П} требуется наименьшая тяга, то и расход топлива тоже будет наименьшим, поэтому продолжительность полета будет наибольшая. Полет на скоростях, меньших наивыгоднейшей, сопровождается увеличением потребной тяги, ухудшением устойчивости и управляемости, а на скоростях, больших наивыгоднейшей, потребная тяга возрастает, но при этом полет будет происходит в условиях хорошей устойчивости и управляемости. Наивыгоднейшая скорость разделяет весь диапазон скоростей Г П на два режима полета .

8^а) Крейсерская скорость Г.П. (Vг.п. крейс.) – это дозвуковая V на _{наивыгоднейшем}, на котором тяга потребная минимальная и она 0,85 % максимальным скоростям нормальной эксплуатации, что обеспечивает наибольшую дальность полета при имеющем запасе топлива, которую вкладывают в расписание рейсов. 8^б)Наивыгоднейшая высота ГП – это Н_{г. п.}, на которой при крейсерской V километровый расход горючего минимальный.