3.2. Кривые потребных и располагаемых мощностей, анализ 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 ( ).

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

– режим двигателей MAX: N = 99 кВт (135 л.с.) при 2300 об/мин, МСА;

– масса 1785 кг;

– крен  = 0;

– закрылки  = 0;

– высота Н = 0.

По кривым потребных и располагаемых мощностей можно определить:

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.

Рис. 3.2. Кривые потребных и располагаемых мощностей самолета

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 эволютивную скорость (V_mCА) – скорость, необходимую для сохранения управляемости самолета с одним неработающим двигателем. На скорости V_mCА = 71 узел срабатывает сигнализация больших углов атаки ( = 16-17), которая предупреждает о приближении к сваливанию.

6. Минимальную скорость горизонтального полета (скорость сваливания, V_S 1), при которой сохраняется управляемость самолета с убранными шасси и закрылками (табл. 3.2). Эта скорость соответствует критическому углу атаки.

Таблица 3.2

Зависимость скорости сваливания от полетной массы и угла крена

Масса, кг	Скорость VS 1 (KIAS)
	 = 0	 = 30
1785	69	74
1700	68	73
1400	63	67

7. Теоретический диапазон скоростей горизонтального полета:

∆V = V_max – V_min.

8. Практический диапазон скоростей (∆V_практ); меньше теоретического диапазона скоростей и составляет 71–151 узел.

3.3. Особенности выполнения полета на первом и втором режимах полета

Диапазон скоростей горизонтального полета делится на два режима, границей которых является V_эк.

На первом режиме полет осуществляется на скоростях, больших экономической ( < _эк), и самолет обладает хорошей устойчивостью и управляемостью, имеется значительный запас по скорости до сваливания, поэтому в эксплуатации рекомендуется выполнять горизонтальный полет только на первом режиме.

Управление самолетом на первом режиме не представляет сложности. Так, например, для уменьшения скорости пилоту необходимо увеличить угол атаки, отклонив штурвальную колонку на себя, и задросселировать двигатель, и наоборот при увеличении скорости, то есть направление движения РУД и штурвала совпадают.

На втором режиме полет производится на скоростях, меньших экономической ( > _эк), запас скоростей небольшой, при этом продольная и боковая устойчивость и управляемость самолета значительно ухудшены, особенно на околокритических углах атаки.

Установившийся горизонтальный полет на втором режиме затруднителен, его осуществление требует повышенного внимания пилота. Так, для уменьшения скорости на втором режиме необходимо отклонить штурвальную колонку на себя (как и на первых режимах), но следует увеличить мощность двигателя.

Скорость V_эк в эксплуатации может увеличиваться на виражах и разворотах в соответствии с формулой .

Скорость V_эк также увеличивается при:

– обледенении;

– ливневых осадках;

– отказе одного двигателя;

– при скольжении;

– увеличении высоты;

– увеличении массы самолета;

– уборке закрылков.

Возможные случаи выхода во вторые режимы полета:

– нарушение минимальных скоростей, установленных РЛЭ;

– при полете в условиях обледенения и ливневых осадках;

– при попадании в спутный след;

– превышение крена () больше допустимого значения;

– попадание на эшелоне в зону повышенной температуры наружного воздуха;

– отказ одного двигателя и запоздалое вмешательство в управление;

– ошибки в технике пилотирования (резкая работа штурвалом, выход на большие углы скольжения, отрыв на малой скорости, резкий перевод на начальный набор высоты и т.п.);

– управление при центровках более предельно задних;

– попадание самолета в условия сдвига ветра.

Признаки выхода самолета во второй режим:

– уменьшение скорости менее рекомендованной;

– срабатывание сигнализации, появление легкой тряски самолета;

– искривление траектории полета на снижение при взятии штурвала на себя;

– отсутствие симметрии в управлении «штурвал – РУД»;

– ухудшение продольной и боковой устойчивости и управляемости.