Учебное пособие 1684

видно, что точкам пересечения кривых располагаемой и потребной тяг будут соответствовать режимы прямол и- нейного установившегося полета самолета с min и max скоростями. В частности максимальное число M (максимальная скорость) горизонтального полета соо тветствует правой точке пересечения кривых распол агаемой и потребной тяг при = 0.

Аналогично минимальное число M (минимальную скорость) горизонтального полета можно определять как число M (скорость), соответствующее левой точке перес е- чения кривых располагаемой и потребной тяг при = 0. Однако в ряде случаев этой скорости полета соответствует полет самолета под очень большими у глами атаки, при которых крыло работает в условиях сорван ного потока, и самолет не обладает необход имой устойчивостью и управляемостью. В этом случае минимальную скорость горизонтального полета (минимальное число M) определяют как скорость, соо тветствующую наибольшему

таким образом минимальная скорость горизонтального полета равна:

Vmax , внутри которого возможен установившийся гор и- зонтальный полет при соответствующей величине расп о- лагаемой тяги.

Точкам пересечения кривой располагаемой тяги с кривыми потребных тяг при 0 соответствуют скорости установившегося набора высоты с соответс твующими углами наклона траектории. Вертикальная с оставляющая скорости при установившемся наборе в ысоты с углом наклона траектории равна

23

Vy = V sin = M aH sin .

Определив Vy для ряда значений и построив графики

Рис. 2.3

Vy = Vy (M, H) или Vy = Vy (V, H) (рис. 2.3), определяют для каждой высоты максимальное значение вертикал ьной составляющей скорости Vy max и соответствующее ей наивыгоднейшее значение скорости (числа М) полета по траектории Vнаб (Мнаб ). В результате получают зависим о-

сти Vy max = Vy max (H) и Vнаб = Vнаб (H) или Мнаб =

Мнаб (H).

Имея зависимость Vy max (H) (рис. 2.4), можно определить наибольшую высоту , на которой еще во зможен

Рис. 2.4

установившийся полет самолета. Эта высота носит н азвание «статического» или теоретического потолка. На те о- ретическом потолке вертикальная составляющая ск орости Vy max = 0, поэтому на теоретическом потолке диапазон

24

скоростей установившегося полета равен н улю, т.е. Vmi n

= V max .

Кривые потребных и располагаемых тяг для теор е- тического потолка имеют вид, изображенный на рис. 2.5.

Значение интеграла определяют обычно численно (гр а- фически), для чего строят график зависимости

25

от величины Cy. Так как значение Cy, найденное по при-

тивления определяется с завышением, причем тем бол ь- шим, чем больше угол наклона траектории.

сопротивление составляет менее половины общего с опротивления самолета. Поэтому при дозвуковых скор остях полета допущение, что cos 1 не приводит к значительной погрешности в определении лобового с опротивления самолета, а значит и не приводит к зн ачительной погрешности при построении для этих ск оростей сетки потребных тяг.

При сверхзвуковых скоростях полета, когда от в еличины Cy зависит частично и волновое сопротивление, с о- ставляющее значительную долю в общем лобовом сопр о- тивлении самолета, неточность в определении Cy может

Из полученного соотношения видно, что потребное зн а-

ле M полета коэффициенты Cy и Cx однозначно связаны

28

ной для выполнения горизонтального установивш егося

скорости в упрощенном методе тяг определяется раве н- ством

образно вместо сетки потребных тяг строить сетку тяг, потребных для выполнения горизонтального полета. П о- следовательность расчета в этом случае такая. Для ка ж- дой высоты полета задаются рядом скоростей (чисел M) полета. Для каждого значения высоты и чи сла М (скорости) полета определяют значение Cy и по поляре самолета определяют Cx . Далее определяют тягу, потребную

29

на которую наносят сетку располага емых тяг (рис. 2.9). Пользуясь диаграммой потребных для гор и-

Рис. 2.9

зонтального полета и располагаемых тяг, определяют ле т- но - технические характеристики самолета так же, как это было изложено в предыдущем параграфе, при реш ении точных уравнений установившегося движения.

2.4. Режимы полета по диаграмме потребных и располагаемых тяг

Будем исходить из предпосылок упрощенного м етода тяг. В этом случае имеем, что скорость, потребная для полета на заданной высоте H при заданном значении Cy равна

рии, а зависит от веса самолета и заданного значения коэффициента подъемной силы Cy.

Необходимым условием прямолинейного установи в- шегося полета является равновесие моментов внешних сил относительно центра тяжести самолета. Это усл овие осуществляется соответствующим отклонением руля в ы-

30

то в первом приближении величина угла наклона тр аек-

точки, лежащие на кривых тяг, потребных доля г оризонтального полета, изображают различные устан овившиеся режимы горизонтального полета на разных высотах. Эти режимы, соответствующие различным углам атаки, можно осуществить, изменяя тягу двигателей так, чтобы она всегда равнялась по величине потребной для гор изонтального полета силе тяги. При этом каждому р ежиму полета будет соответствовать свое положение руля в ы- соты, необходимое для обеспечения нужного угла атаки, соответствующего той или иной скорости горизонтал ьного полета.

31

Точкам, лежащим на кривых располагаемой тяги, с о- ответствуют режимы максимальной скороподъемности самолета при соответствующих скоростях п олета.

ные режимы снижения самолета. Причем точкам, леж а- щим ниже оси абсцисс, соответствуют отрицател ьные величины тяги, которые получаются дросселиров анием и реверсированием двигателя.

Точкам, лежащим между кривыми располагаемых и потребных тяг, соответствуют режимы подъема самол ета при различной степени дросселирования.

Рассмотрим примеры

Самолет летит горизонтально со скоростью V1 . Это значит, что отклонением руля высоты самолету задан угол

вверх. С увеличением Cy увеличится и Cx и сила тяги Р станет недостаточной, кроме этого появится соста вляющая Gsin . В результате скорость начнет умен ьшаться, стремясь к некоторой скорости V2 , при которой траектория перестанет искривляться, но будет уже н аклонена к

32