Letno-tekhnichesky_kharakteristiki_samolyota

12

Значение Vнв зависит от высоты полета (плотности ) и массы самолета, а CY нв определяется по формуле (13) или графически (см. рис. 2).

C СX 0 , (13)

где CX0 – пассивное сопротивление (сопротивление трения, сопротивление давления или профильное и волновое сопротивление); А – коэффициент “отвала” поляры, величина которого зависит от

числа М полета и характеристик крыла ( - геометрического удлинения крыла и угла стреловидности – ). Коэффициент А приближенно определяется по формулам:

для дозвуковых скоростей

3.3. Полетные поляры.

Полетной полярой (полярой режима горизонтального полета) называется график зависимости CY от CX , построенный для фиксированных высоты полета и веса самолета, для различных значений числа M.

13

Из уравнения Y = G получим с учетом того, что

Эта зависимость дает связь между CY и М. Кривая, соединяющая нанесенные на графике CX = f (CY) точки, которые соответствуют заданным значениям М и CY, и будет полетной полярой для заданной высоты полета (рис. 3). При докритических значениях числа М=0,4 полетные поляры для разных Н сливаются в одну кривую. Из рис. 3 видно, что для Н = 10 км с изменением режима полета от точки 1 к режиму, соответствующему точке 7, происходит сначала увеличение аэродинамического качества до Kmax (в точке 4 рис.3), а затем уменьшение. Это же отмечено и для других высот.

Рис. 3. Полетные поляры околозвукового самолета

15

Теоретическая минимальная скорость близка к скорости сваливания на CY г.п.= CY max и в летной практике этой скоростью не пользуются, так как любая ошибка в пилотировании или вертикальный порыв ветра, увеличивающий воздушный угол атаки > кр , могут привести к несимметричному срыву потока с поверхности крыла, асимметрии подъемной силы, неустойчивости движения и “сваливанию” самолета. За практическую минимальную скорость принимают скорость Vminдоп , которой соответствует CY г.п = CY доп (CY доп 0,8 CY кр):

самолета и зависит от числа М. При подходе к CY доп ( доп кр – 3 ) возникает тряска самолета, самопроизвольное кренение и кабрирование, ухудшение управляемости и т.п.

Представляет интерес точка В, где потребная тяга наименьшая на режиме максимального аэродинамического качества, а скорость на данной высоте будет наивыгоднейшей Vнв. Аналитически величина Vнв для самолетов с двигателями любых типов при отсутствии волнового сопротивления вычисляется по формуле (12).

Точка касания прямой, проведенной из начала координат к кривой Рп(V), отвечает минимуму отношения (Рп/V)min . Скорость, соответствующую этому режиму, называют крейсерской. Используя равенство (8) и выражение для определения скорости, после преобразований получим:

16

осуществляется с углом атаки, при котором отношение CX C1y/2

минимально. Аналитически крейсерскую скорость определяют по формуле:

Характерной скоростью для всех самолетов является максимальная скорость горизонтального полета Vmax г.п. – точка А на пересечении кривых Рр(V) и Рп(V).

Для увеличения Vmax необходимо, чтобы располагаемая тяга увеличивалась быстрее, чем потребная.

Экономическая скорость Vэк самолетов с винтовыми движителями соответствует минимальной потребной мощности (рис. 5, точка В) и определяется аналитически, как и в предыдущих случаях:

17

Из сравнения CY нв и CY эк можно заметить, что Vн в 1,73 Vэк . Упрощенный расчет потребных тяг является обязательным этапом при определении характеристик самолета. Затем, Рп сравнивается с располагаемыми тягами для нескольких значений расчетной массы m, ряда высот H и скоростей (чисел

Маха).

3.5. Влияние высоты полета на потребную тягу (мощность) и характерные скорости горизонтального полета

При постоянных скоростном напоре и весе самолета и при отсутствии влияния сжимаемости (угол атаки не зависит от высоты полета) CY определяется по формуле

В этих условиях аэродинамическое качество K также будет постоянным и Рп г.п. при = const не будет зависеть от Н. Однако скорость для горизонтального полета при = const по мере увеличения H изменяется

В результате имеем, что с увеличением высоты полета, кривые потребных тяг смещаются вправо (рис. 6).

Кривые потребных тяг дозвукового самолета строятся с использованием полетных поляр.

19

Согласно уравнению (23), точки, расположенные на разных кривых потребных мощностей, но соответствующие одному углу атаки, лежат на луче, выходящем из начала координат, т.е. все кривые имеют одну общую касательную (рис. 7). Точки касания соответствуют полету на наивыгоднейшем угле атаки нв.

Рис. 7. Зависимость Nп г.п. от высоты и скорости полета

Влияние высоты на характерные скорости самолета проанализируем с помощью кривых потребных и располагаемых тяг и мощностей, построенных для различных высот полета (рис. 6,7,8,9). При отсутствии волнового сопротивления для определения Vmin , Vэк , Vнв и Vкрс на различных высотах полета воспользуемся индикаторной скоростью, величина которой при известном весе обычно задается.

20

Вспомним, что индикаторной называется скорость, необходимая для полета на уровне моря при стандартных атмосферных условиях ( = 1,225 кг/м3, Р = 760 мм. рт. ст., Т = 288 К ) с тем же скоростным напором, что и в действительных условиях полета:

Рис. 8. Влияние Н и V на Ррасп пассажирского самолета

Тогда для наивыгоднейшей скорости получим