Характеристики горизонтального полета

<27 28 293031 32 33 >

- Скорость, необходимая для создания подъемной силы, равной весу самолета при полете самолета на данном угле атаки и данной высоте полета, называется потребной скоростью горизонтального полета.

По определению горизонтального полета У=G:

Решив это уравнение, найдем скорость, потребную для горизонтального полета:

Из формулы следует, что величина потребной скорости зависит:

- от веса самолета;

-площади его крыла;

- высоты полета;

- коэффициента подъемной силы Су.

При полете на постоянной высоте(ρ= const) с заданной полетной массой скоростьV_потр определяется только величиной коэффициента подъемной силы C_y и зависит от угла атаки α.

Потребной тягой для горизонтального полета называется тяга, необходимая для установившегося горизонтального полета.

Условиями горизонтального полета являются: Y=G, Р_п=Х. Тогда, разделив первое равенство на второе, получим

или

Из формулы следует, что чем меньше вес самолета и чем больше его качество К, тем меньшая тяга потребуется для горизонтального полета. Из формулы также видно, что потребная тяга горизонтального полета зависит от квадрата скорости.

Потребной мощностью для горизонтальногополёта называется мощность, необходимая для горизонтального полета на данном угле атаки.

Определяется по формуле:

N_потр=P_потрV_потр= .

Формула показывает, что потребная мощность зависит от тех же факторов, от которых зависят потребная тяга и скорость полета: от высоты полета (плотности воздуха), веса самолета, аэродинамического качества самолета и коэффициента подъемной силы.

Потребная мощность тем больше, чем больше вес самолета, меньше плотность воздуха и хуже аэродинамическое качество К. При условии G=const и H=const потребная мощность зависит только от угла атаки и, как следствие, от скорости полета.

Влияние веса на горизонтальный полет. С увеличением веса самолета скорость, потребная для горизонтального полета, также увеличивается пропорционально G1/2, то есть если масса увеличивается в 4 раза, то потребная скорость увеличивается в 2 раза.

Потребная тяга также увеличивается пропорционально массе самолета:

P_{потр 2}=Р_потр1( G₂ / G₁ ) ,если G₂>G₁.

Потребная мощность N_потр увеличивается пропорционально G^3/2.

Задача 1. Определите скорость горизонтального полёта вблизи земли, если коэффициент Су=0,8, а удельная нагрузка на крыло равна 160 кгс\м².

Решение: V_потр= =20 м/с.

Задача 2. Определите тягу, потребную для горизонтального полета при угле атаки 5° и полетном весе 870 кгс

Решение. По поляре самолета находим, что при угле атаки 5° коэффициенты имеют значения. Су=0,39, Сх=0,045, следовательно, качество равно

Тогда потребная тяга будет иметь значение:

Задача 3. Летчик выполняет перелет на высоте 500 м. Первоначальный полетный вес составлял 1240 кгс Скорость полета V=240 км/ч. К концу перелета израсходовано 80 кгс горючего. Какова величина необходимой скорости горизонтального полета при том же угле атаки и той же высоте полета.

Решение Определим вес самолета без израсходованного горючего. Он составляет 1160 кгс.

Определим необходимую скорость для сохранения горизонтального полета по формуле:

Ответ: Потребная скорость составляет 225,6 км/ч.

Влияние высоты на горизонтальный полет. Скорость полета измеряется прибором (указателем скорости, cм. рис. 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_при 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₌ V₀_.

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= N₀_.

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_min_доп, 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.

Кривые Жуковского

На установившихся режимах летательного аппарата могут быть получены предельные параметры движения, на которых допускается выполнение безопасного полета. Они определяются с помощью аэродинамического расчета, то есть движения ЛА под действием внешних сил. Отдельно выполняется расчет дальности и продолжительности полета.

Имеются два метода аэродинамического расчета самолета – метод метод тяг и метод мощностей.

В основе обоих методов лежит сравнение потребных и располагаемых тяг или потребных и располагаемых мощностей в режиме горизонтального полета.

Методы разработаны Н.Е. Жуковским в 1900 году и основаны на графическом построении совмещенных зависимостей Р_потр(N_потр) и Р_р(N_р) от истинной скорости полета самолета с данной массой на заданной высоте.

Кривые Жуковского по тягам. Это совмещенные графические зависимости по

требных и располагаемых тяг от скорости полета ( рис 6.2 ).

Рис. 6.2 Кривые располагаемых и потребных тяг

Кривая располагаемой тяги 1 представляет собой характеристику силовой установки для тяги, построенную для определенного режима работы двигателя (см. рис.4.7 темы «Силовая установка самолета»). Она показывает, какую силу тяги способна создать силовая установка на данной высоте и скорости полета.

Кривая потребной силы тяги 2 показывает, какая сила тяги необходима для выполнения горизонтального полета на данной высоте и скорости полета.

Разность между располагаемой и потребной тягами при данной скорости полета называется избытком тяги ΔР=Р_расп-Р_потр .

При Р_расп=Р_потр(ΔР=0 ) силы, действующие на самолет, взаимно уравновешены, и самолет выполняет режим горизонтального полета (точка Б).

Если Р_расп>Р_потр, равновесие сил нарушается ( точка А).Самолет при данной скорости и данном угле атаки будет набирать высоту.

При некоторой скорости полета Р_расп<Р_потр, нарушение сил приведет к снижению самолета ( точка В).

По кривым Жуковского для тяг определяются характерные скорости горизонтального полета:

Ι – пересечение графиков Р_расп и Р_потр соответствует максимальной скорости горизонтального полета Vmax;

ΙΙ – касание графика Р_потр и прямой, параллельной оси ординат соответствует минимальной скорости горизонтального полета Vmin на критическом угле атаки α_кр;

ΙΙΙ – касание графика Р_потр и прямой, параллельной оси абсцисс, соответствует наивыгоднейшей скорости горизонтального полета Vнв на α_нв, при котором аэродинамическое качество максимальное (К_max ).

Кривые Жуковского по мощности. Это совмещенные графические зави

си

мости потребных и располагаемых мощностей от скорости полета

Рис. 6.3 Кривые располагаемых и потребных мощностей самолета

Кривая располагаемой мощности 1 представляет собой характеристику силовой установки по мощности (см рис.4.9 темы «Силовая установка самолета»).

Кривая потребной мощности 2 дает возможность определить мощность, необходимую для выполнения горизонтального полета на данной высоте и скорости .

Разность между мощностями N_р и N_потр называется избытком мощности ΔN.

По кривым располагаемой и потребной мощностей можно найти характерные скорости горизонтального полета:

- Максимальную V_max на угле атаки α_Cxmin – в точке пересечения кривых N_потр и N_р для максимального режима работы силовой установки(точка Ι );

- Минимальную Vmin на критическом угле атаки α_кр– в точке касания графика N_потр=f (V_ГП) с прямой, параллельной оси ординат (точка ΙΙ );

-Наивыгоднейшую V_нв на наивыгоднейшем угле атаки α_нв- в точке касания графика с прямой, проведенной из начала координат ( точка ΙΙΙ ). Угол β для этой точки имеет минимальное значение: tg β_min=( N_потр / V)_min= G /K_max;

Экономическую V _экна экономическом угле атаки α_эк – в точке касания кривой N_потр с прямой, параллельной оси абсцисс( точка ΙV).На этой скорости потребная мощность минимальна, следовательно, полет выполняется при минимальном часовом расходе топлива;

-Крейсерскую V _кр для крейсерского режима работы двигателя (точка Vпересечения кривыхN_потр и N_расп. Эта скорость составляет (0,8…0,9) V_max.

Разность между значениями максимальной и минимальной скоростей называется диапазоном скоростей установившегося режима полета ΔV= V_max- V_min.

Рис.6.4 Влияние веса на характеристики горизонтального полета

Влияние полетной массы самолета можно оценить по кривым Жуковского (рис.6.4):

При увеличении полетной массы от значения G₁ до G₂ потребные скорости V_потр увеличиваются пропорционально G^3/2. Следовательно, скорости минимальная, экономическая и наивыгоднейшая возрастают.

Потребная тяга и потребная мощность также возрастают. Графики показывают, что на самолете уменьшаются избытки мощности и избытки тяги, диапазон скоростей, так как уменьшается максимальная скорость.

Следовательно, увеличение массы самолета вызывает ухудшение летных характеристик в режиме горизонтального полета, сокращаются границы допустимых скоростей и высот полета.

Рис.6.5 Влияние высоты на характеристики горизонтального полета

Влияние высоты полета на характеристики горизонтального полета показано на кривых Жуковского рис.6.5.

Графики показывают:

- при увеличении высоты полета (Н> Н₀) точка пересечения кривых для V_max смещается влево, то есть максимальная скорость самолета уменьшается;

-Точка, соответствующая минимальной скорости V_min на α_кр, смещается вправо, то есть величина потребной скорости V_min увеличивается;

-Следовательно, уменьшаются диапазон скоростей ΔV= V_max- V_mi, избытки тяг ΔР и мощностейΔN ;

-Границы Ι и ΙΙ режимов смещаются в сторону больших потребных скоростей.

Следовательно, увеличение высоты приводит к ухудшению летных свойств самолета в режиме горизонтального полета: снижению маневренных свойств, скороподъемности, потолка полета, экономичности.

Выводы:

-С помощью кривых Жуковского графическим способом определяются предельные параметры установившихся режимов полета ЛА: максимальная и минимальная скорости, диапазон скоростей, избытки тяги (или мощности). При этом кривые по тягам строят обычно для самолетов с ТРД, а кривые по мощности - для самолетов с ПД;

-По кривым можно определить наиболее экономичные и безопасные режимы установившегося полета.

-Кривые Жуковского позволяют наглядно увидеть, как изменяются характеристики горизонтального полета в зависимости от изменения массы летательного аппарата, высоты полета, режима работы двигателя на заданном угле атаки и скорости. Выше были приведены расчетные формулы, позволяющие определить влияние этих факторов полета.

Занятие №14

<27 28 293031 32 33 >

Дата добавления: 2016-09-06; просмотров: 8711;