3. Характеристики горизонтального полета самолета da 40ng

3.1. Общие сведения о горизонтальном полете

Под установившимся горизонтальным полетом самолета понимается движение, параметры которого не изменяются с течением времени (рис. 3.1).

Рис. 3.1. Обеспечение горизонтального полета

Для осуществления горизонтального полета необходимо, чтобы

Используя данные формулы, можно определить скорость, тягу и мощность, потребные для горизонтального полета:

Величина потребной скорости V_ГП зависит от полетной массы самолета, величины (определяемой углом атаки α) и плотности воздуха.

Величина потребной тяги Р_ГП зависит от массы самолета, аэродинамического качества, угла атаки и положения закрылков (может изменяться при обледенении самолета).

Потребная мощность горизонтального полета зависит от массы самолета, угла атаки, положения закрылков и плотности воздуха (зависящей от высоты полета самолета, температуры воздуха и атмосферного давления).

РУД двигателя устанавливается в зависимости от режима полета (высоты, скорости, массы). Рекомендованное значение мощности составляет 65–70 %. Необходимо балансировать самолет по всем каналам, в процессе полета контролировать параметры двигателя и систем.

3.2. Кривые потребных и располагаемых мощностей, анализ характерных скоростей

Кривые потребных и располагаемых мощностей позволяют определить основные летные характеристики самолета. Эти кривые строятся для различных полетных масс самолета, высот полета и конфигураций (N_ГП = P_ГП  V_ГП).

Кривая потребной мощности выражает зависимость мощности, потребной для горизонтального полета, от скорости полета.

Кривая располагаемой мощности выражает зависимость располагаемой мощности силовой установки самолета от скорости полета .

Рис. 3.2. Кривые потребных и располагаемых мощностей самолета

На рис. 3.2 показаны кривые потребных и располагаемых мощностей для следующих условий:

– режим двигателя MAX: N = 124 кВт (165 л.с.) при 2300 об/мин, МСА;

– масса 1280 кг;

– крен  = 0;

– закрылки _з = 0;

– высота Н = 0.

По данным кривым потребных и располагаемых мощностей можно определить следующее.

1. Значения скорости и мощности, потребных для горизонтального полета, значения располагаемой мощности и запаса мощности (∆N = N_р – N_ГП) на этой скорости для любого выбранного угла атаки.

2. Максимальную скорость горизонтального полета (V_max), которая определяется правой точкой пересечения кривых потребных и располагаемых мощностей.

3. Наивыгоднейшую скорость горизонтального полета самолета, для определения которой необходимо провести касательную из начала координат к кривой потребной мощности. На этой скорости запас мощности и вертикальная скорость набора высоты (V_y) максимальные.

4. Экономическую скорость (V_эк), для определения которой необходимо провести касательную к кривой потребной мощности параллельно оси абсцисс. На этой скорости мощность, потребная для горизонтального полета, минимальная, избыток тяги максимальный и часовой расход топлива минимальный.

Экономическая скорость является границей между первым и вторым режимами полета.

5. Минимальную скорость горизонтального полета (скорость сваливания V_S1), при которой сохраняется управляемость самолета с убранными и выпущенными закрылками (см. таблицу). Эта скорость соответствует критическому углу атаки.