Влияние высоты на горизонтальный полет.

Скорость полета измеряется прибором (указателем скорости, cм. Рисунок 2.7 ), чувствительный элемент которого (манометрическая коробка) реагирует на изменение скоростного напора. Прибор измеряет не скорость полета, а значение скоростного напора.

Скорость, соответствующая скоростному напору q, называется приборной скоростью V_пр..

Скорость самолета относительно воздушной среды называется истинной скоростью V_ист..

Поскольку плотность воздуха ρ изменяется с высотой полета, то одному и тому же скоростному напору q= при различных высотах соответствуют различные значения истинной скорости V_ист .

Прибор градуируется в стандартных условиях у земли. Поэтому значение приборной скорости соответствует скоростному напору =.

Чтобы установить связь между V_пр и V_ист, следует воспользоваться равенством:

=,

где ρ₀ - плотность воздуха у земли;

ρ_H - плотность воздуха на текущей высоте H .

Из равенства следует:

V_ист= V_пр,где

- отношение плотности на высоте к плотности у земли.

Это отношение называется высотной поправкой.

В таком же соотношении находятся потребные скорости горизонтального полета на текущей высоте V_H и у земли V₀:

V_H= V₀₌ V_0.

Таким образом, на данном угле атаки истинная потребная скорость V_потр с увеличением высоты полета увеличивается, в то время как приборная скорость от высоты не зависит а зависит только от угла атаки и коэффициента Су.

С увеличением высоты полета уменьшение плотности r приводит к увеличению потребной скорости полета пропорционально высотной поправке.

Потребная сила тяги от высоты полета не зависит, так как Р_п=Х, но сила лобового сопротивления при увеличении высоты горизонтального полета, на данной приборной скорости, не изменяется, следовательно, Р_H=Р₀ .

Потребная мощность с увеличением высоты полета увеличивается пропорционально потребной скорости: N_н=P_нV_н; N₀=P₀V₀.

Разделив первое уравнение на второе, получим: N_потр/N₀= P_нV_н/ P₀V₀=_.

Тогда N_н= N_0.

Следовательно, так же, как скорость горизонтального полета, потребная мощность с увеличением высоты возрастает пропорционально высотной поправке.

Влияние угла атаки на горизонтальный полет.

Если изменять угол атаки, будет изменяться коэффициент подъемной силы Су. Чем меньше Су, тем больше должна быть скорость полета, и наоборот.

При максимальном коэффициенте C_ymax ,т.е. на критическом угле атаки V_потр достигает минимального теоретического значения:

Vmin =.

Полет на Vmin не допустим из-за появления тряски, нарушения устойчивости и возможности перехода самолета в штопор. Поэтому в практических условиях вводится ограничение по минимально-допустимой скорости V_minдоп, обеспечивающей безопасность полета.

На минимальном угле атаки α_Cxmin, когда коэффициент лобового сопротивления C_x минимальный, можно достичь максимальной скорости горизонтального полета. Из уравнений движения можно вывести формулу максимальной скорости горизонтального полета:

Vmax=.

Формула показывает, что максимальная скорость достигается при работе двигателя на максимальном режиме ( при максимальной потребной тяге Pmax).

На практике Vmax имеет ограничение по сравнению с теоретически достижимой, так как при максимальном скоростном напоре конструкция летательного аппарата испытывает действие больших нагрузок, опасных для прочности.

Вывод: Каждому углу атаки при данной полетной массе и высоте полета соответствуют определенные скорость, тяга и мощность горизонтального полета.

Эти зависимости изображаются с помощью графиков - кривых Жуковского.