Графики и определение летных характеристик по графикам аналогичны методам тяг гп.

10А ) Экономическая скорость г п самолетов с поршневыми и турбовинтовыми двигателями – это скорость гп, при которой мощность гп (Nпотр г п) наименьшая;

10^б ) Располагаемая мощность Г П ( N _{расп. Г П} ) – это мощность СУ, развиваемая на данной высоте при той или иной скорости полета, т.е. при данном положений рычагов управления двигателями (РУД).

11^с ) Избыток (запас) мощности Г П (∆Nг.п.) – это разность между располагаемой и потребной мощностями на одной и той же скорости () Г П самолета: ∆Nг п = N_{расп. г.п.} - N _{потр. г.п.}

11^д) Максимальный избыток мощности ГП (∆N макс.г.п.) – Согласно графика потребных мощностей на V_наив г.п. (рис.122-Вотяков). Выводы аналогичны выводам максимальному избытку тяги.

12 ) Иволютивная (минимально-допустимая практическая) Vг.п. самолета – это скорость 2 - го режима полета, когда еще не понижается эффек-тивность действий рулей и самолет нормально реагирует на их отклонение, на которой разрешается выполнять простейшие эволюций в горизонтальной плоскости для изменения направления или уменьшения Н полета, и которая у самолетов с ПД близка к _{наивыгоднейшему Г.П.} (Григорьев-стр.210).

12^а ) Скорость срыва (сваливания) самолета – Скорость полета, на котором исчезает эффективность действий рулей, т.е. самолет теряет управляемость и сваливается на крыло или на нос с входом в штопор.

12^б ) Предельная V ГП (и на снижении) – Наибольшая допустимая V в ГП и на снижении по условиям прочности, допус-тимой деформации и вибраций конструкций самолета, кручения крыла, устойчивости и управляемости.

Н а б о р в ы с о т ы (подъем самолета)

Доработать по Никитину, Григорьеву и с учебника из Аэроклуба «Полет самолета», упростить и добавить рисунки по данной теме, 16.03.12.).

13 ) Режим набора высоты – это установившееся равномерное и прямолинейное движение самолета после взлета вверх по траектории с постоянным углом атаки, что обеспечивает постоянств угла набора (подъема), потребной скорости по траекторий набора высоты и скорости по вертикали в единицу времени (за 1 секунду «Vу»), до достижения заданной высоты по маршруту полета.

13А ) Силы действующие на самолет в наборе высоты (Рис. 126-Вотяков):

– сила подъемная У, уравновешивающая составляющую силы веса G , которая перпендикулярна к траектории полета; – сила тяги СУ «Р» в направлений движения, которая уравновешивает силу лобового сопротивления воздушного потока

(Q _лобов.) + составляющую силы веса G в направлениях обратном движению самолета; а) Условия прямолинейности подъема - Равенство У и составляющей силы веса G : У = G = G ∙ соs.  подъ; б) Условия равномерности подъема - Равенство сил, действующих вдоль траекторий подъема (набора) : Р = Q + G = Q + G ∙ sin.  подъ. При нарушении одного из этих равенств, движение не будет прямолинейным и равномерным, т.к. в первом случае траектория будет искривляться вверх или вниз и ускорятся или замедляться во втором случае. Из анализа уравнении «а» и «б» вытекает следующие выводы:

Подъемная сила при наборе высоты требуется меньше, чем для ГП на тех же , т.к. «У» уравновеивает. только часть веса самолета G :

У = G₁ = G соs  подъ.;

Потребная тяга при наборе высоты требуется - больше, чем в ГП на том же , потому что кроме Q она уравновешивает составляющую веса самолета G₂ (подъем совершается не за счет увеличения силы подъемной крыла «Y», а за счет увеличения силы тяги СУ «Р»);

Увеличение угла подъема (набора) высоты (подъ.) - уменьшает вертикальную составляющую веса G , которая перпендикулярна

к траекторий подъема, поэтому меньше и уравновешивающая ее У. При этом составляющий веса G увеличится, что требует

увеличения силы тяги СУ, что возможно только при наличии запаса тяги ∆Р.

14) Потребная скорость для набора высоты (V_{потр. подъ.}) – это скорость необходимая самолету для создания У равной составляющей cиле веса самолета G , перпендикулярной траектории подъема на данном  Из условия прямолинейности движения определяется величина потребной для подъема скорость - У = G · cos _подъ.. :

Подставив в это уравнение значение силы подъемной, получим - C_y · ρ · V² · S / 2  _подъ..

Из этого уравнения находим - V_{потр.подъ.} = · cos _подъ. = · Так как выражение есть численная величина V_{потребной Г.П.}, то формула примет вид:

V_{потр.подъ.} = V_{потребной Г.П. •}

Эта формула указывает, что самолету для набора высоты требуется меньшая скорость, чем для ГП на том же угле атаки. Но практика показывает, что максимальные углы набора высоты самолетов с поршневыми двигателями не превышает 10…15⁰, при которых

величина незначительно отличается от единицы, т.к. cos _подъ. = cos 10⁰ = 0,985 мало отличается от единицы, поэтому при малых углах набора высоты:

Потребная скорость самолетов для набора высоты с поршневыми двигателями с углами наклона к горизонту 10…15⁰, а

реактивных самолетов до 20… 25⁰ и равных углах атаки, примерно равны их потребным скоростям ГП, т.е. V_{потр подъ.} = V_{потр. Г П} .

Как видно из этих указанных формул, потребная скорость самолета для набора высоты зависит от тех же факторов, от котор-ых зависит потребная скорость ГП, как полетная масса, плотность воздуха, угол атаки, кроме того и угла набора высоты .

14^а ) Потребная тяга самолетов для набора высоты (подъема) «Р_{потр. подъ}» – это тяга необходимая для уравновешива-ния силы лобового сопротивление самолета Q и составляющей его силы тяжести G₂ = G • sin подъ. на данном .

Из условия равномерности (установившегося подъема) вытекает логически вывод, что сила тяги СУ по наклонной траектории вверх должна равняться силе потребной тяги для подъема«Р_{потр. подъ.}», что возможен при малых углахнаклона траектории подъема за счет запаса тяги ∆Р, который имеется на всех эксплуатационных скоростях ГП, кроме режима максимальной скорости ГП, где потребные и распологаемые тяги ГП равны, значит запас тяги ∆Р = 0. Учтя это условие, формулу Р_{потр. подъ.} = Q + G • sin  под. перепишем в вилле Р_{потр. подъ.} = Р_{потр. ГП} + G • sin  под ).

Из этой формулы видно, что сила потребной тяги для подъема складывается из тяги, необходимой для ГП и некоторой дополнительной тяги, предназначенной для преодоления составляющей силы тяжести G•sin  под., т.е. G_2. В предыдущих главах мы ознакомились, что каждому углу атаки соответствует вполне определенная потребная скорость и потребная тяга ГП, где графически изобразили эту зависимость под названиием «Кривые потребных и располагаемых тяг самолета». Избыточная тяга ∆Р показанная в этой кривой затрачивается для преодоления сооставляющей силы тяжести самолета G₂ = G • sin подъ. на данном .

Тогда формулу Р_{потр. подъ.} будет иметь вид: Р_{потр. подъ.} = Р_{потр. ГП} + ∆Р.

Из этой формулы видно, что при равных углах атаки Р_{потр.подъ.} самолета больше его потребной тяги ГП, поэтому

при полете на максимальной скорости Г.П. подъем невозможен, т.к. на этой скорости избыток тяги ∆Р равен нулю.

Потребная тяга для подъема определяется из условия равномерности движения по траектории: Р_{потр. подъ.} = Q + G • sin  под;

Если совершать набор высоты (подъем) на тех же что и ГП, то сила лобовое сопротивление Q при подъеме будет численно равно потребной тяге ГП (Р_{потр. г.п.}), поэтому уравнение «Р_{потр. подъ.}» примет вид: Р_{потр. подъ.} = Р_{потр. ГП} + G • sin  под ).

Иэ этой формулы следует, что для совершения подъема требуется большая тяга, чем для ГП на том же угле атаки, т.к. она нужна не только для преодоления «Q», но и для уравновешивания составляющей силы веса «G₂» по траектории набора высоты.

Убедились, что для осуществления «Режима набора высоты» (подъема) требуется большая тяга, чем для ГП на том же угле атаки.

Если ∆Р = 0, например, на максимальной скорости, то установившийся подъем невозможен, т.к. ∆Рг.п. имеется на всех скоростях Г.П., кроме V_{макс. Г П} , то это избыток при подъеме используется для уравновешивания составляющей силы веса G₂, по траектории набора высоты.

14^б ) Для подъема (набора высоты) с углами набора высоты до 30 требуется потребная тяга больше или меньше чем тяга потребная для ГП – избыток тяги ∆Р, имеющееся на всех скоростях ГП, кроме максимальной, при подъеме с небольшими углами подъема до 30 градусов используется для уравновешивания составляющей силы веса G₂, которая равна: Р_{потр п о д ъ.} = Р_{потр г..п.} + ∆Р . Если ∆Р = 0, например, на максимальной скорости, то установившийся подъем невозможен, т.к. ∆Рг.п. имеется на всех скоростях Г.П., кроме V_{макс. Г П} , то это избыток при подъеме используется для уравновешивания составляющей силы веса G₂, по траектории набора высоты.

14^с ) Потребная мощность для подъема – это мощность «N», необходимая для обеспечения установившегося подъема самолета на данном : Nпотр. подъ. = Nпотр. Г.П. + ∆ N.

14^д ) Угол подъема (подъема) – это угол, между траекторией набора высоты и горизонтом:

sin подъ = ;

При подъеме с углами подъема меньше 25 – 30° Q = Ррасп. г.п., и тогда: sin подъ = Если подъем по траектории подъема на максимальной располагаемой тяге двигателей, то подъ. максимальный будет:

sin  подъ. макс. = = ∆Рмакс. = G ∙ sinподъ.макс.

14^е ) Наибольший (максимальный) подъема в наборе высоты (согласно формулы: sin  подъ. макс. = ∆Рмакс. / G ) – На V полета, соответствующий максимальному избытку тяги (∆Рмаксимальному).

14^ж) Максимальный избыток (запас) тяги в набора высоты согласно формулы : ∆Рмакс. = G · sin  подъ. макс.) – самолетов с ТРД на наивыгоднейшей Vподъема, а для самолетов с поршневыми и ТВД на экономической Vподъема.

14^з ) Экономическая V подъема – это V полета по траектории набора Н, при которой осуществляется наиболее крутой подъем (быстрый набор Н). На скоростях, отличающейся от экономической скорости подъема в большую или в меньшую сторону, ∆Р будет уменьшаться, в результате чего уменьшится и подъ. На V_{макс.полета.,} установившийся подъем самолета невозможен из-за отсутствия ∆Р. С увеличением набираемой высоты V_{наивыг. подъ.,} увеличивается из-за уменьшения ρ, поэтому уменьшается ∆Р, а ∆Р уменьшается интенсивнее, т.к. произведение ∆Р ∙ V_{потр.подъ}, а следовательно, и вертикальная скорость подъема V_y уменьшаются. Это объясняется тем, что V_{потр.подъ} по траектории набора Н увеличивается значительно медленней, чем уменьшается с набором высоты р _{распол.подъ.}. Увеличение Н полета сопровождается уменьшением ∆Р из-за уменьшения массовой ρ воздуха. На Н потолка самолета ∆Р уменьшится до нуля, поэтому и подъема с набором Н уменьшаясь, вблизи потолка V_{y экономич. подъ,} обращается в нуль.

14^и) Вертикальная V набора высоты (V_y) – это высота по вертикали, набираемая самол. за единицу времени (за секунду). Движение самолета в наборе высоты рассматривается как движение в горизонтальной и вертикальной плоскостях, поэтому V движения по траектории

раскладывается на две составляющие: горизонтальную и вертикальную. Из полученного треугольника скоростей вычисляется V_y (рис. 127-Вотяков) или

же, если известны  _{пнабора высоты} и V_{потр. пнабора высоты} ,то на основании этого рисунка можно записать: V_y набора высоты = V_{потр. пнабора высоты} · sin _{пнабора высоты} .

14^к) При небольших углах набора высоты до 20...25 – Скорость потребная набора высоты примерно равна скорости ГП: