Факторы, влияющие на летные характеристики самолета

Влияние полетной массы. При выполнении полета масса самолета уменьшается вследствие выработки топлива. Такое изменение полетной массы вызывает изменение и летных характеристик самолета (рис. 6.1).

Рис. 6.1. Влияние полетной массы на летные характеристики самолета

При выполнении горизонтального полета с меньшей массой необходима меньшая подъемная сила, а значит, при том же угле атаки и высоте полета требуются меньшая скорость, сила тяги и мощность.

Кривая располагаемой мощности свое положение в системе координат не изменяет. Уменьшение полетной массы на каждом угле атаки и заданной высоте полета вызывает уменьшение потребной скорости, тяги и мощности. Кривая потребной мощности перемещается в системе координат влево и вниз (см. рис. 6.1).

При уменьшении полетной массы самолета скорость сваливания, наивыгоднейшая и экономическая скорость уменьшаются, максимальная скорость полета увеличивается, избыток мощности, а значит угол набора и вертикальная скорость самолета увеличиваются.

Влияние высоты. Влияние изменения высоты на летные характеристики можно проанализировать по рис. 6.2. (для m = const и a = const).

При выполнении горизонтального полета на любой высоте необходимо обеспечить равенство подъемной силы и силы тяжести самолета:

.

Рис. 6.2. Влияние высоты на летные характеристики самолета

Для выполнения этого условия на большой высоте истинная скорость горизонтального полета должна быть больше, а приборная скорость постоянная. Можно установить связь между истинной и приборной скоростями на высоте, имея в виду, что V _пр = V _ист на высоте Н = 0.

Для определения истинной скорости на высоте (V_H) необходимо значение приборной скорости умножить на высотный коэффициент , т.е. V_H = V _пр , откуда V _пр = V_H .

Сохранение приборной скорости при одних и тех же углах атаки и массе самолета на различных высотах имеет большое значение в обеспечении безопасности полета, так как позволяет пилоту определять режим полета (угол атаки).

Минимально допустимые скорости полета для всех высот и элементов полета устанавливаются по величине приборной скорости.

Потребная тяга для горизонтального полета от высоты не зависит, что видно из формулы Р _ГП = G / K.

Потребная мощность при увеличении высоты полета так же, как и потребная скорость, увеличивается пропорционально высотному коэффициенту: N_H = N ₀ .

Так как при увеличении высоты полета V _гп и N _гп увеличиваются пропорционально высотному коэффициенту, каждый угол атаки и вся кривая потребных мощностей смещаются в системе координат вправо за счет повышения скорости и вверх за счет увеличения мощности. Располагаемая мощность с увеличением высоты полета непрерывно уменьшается.

Вследствие такого изменения потребной скорости, потребной и располагаемой мощности изменяются летные характеристики самолета с поднятием на высоту: максимальная скорость сначала увеличивается, затем уменьшается; истинная скорость сваливания увеличивается; избыток тяги, избыток мощности, угол набора и вертикальная скорость набора высоты уменьшаются (см. рис. 6.2).

DA 40 NG — КРЕЙСЕРСКИЙ ПОЛЕТ (ИСТИННАЯ ВОЗДУШНАЯ СКОРОСТЬ)

Рис. 6.3. Изменение скоростей Vпр (KIAS) / Vист (TAS ) с поднятием на высоту

Пример. Установка мощности – 80%

Барометрическая высота – 10000 футов

Условия СА

Результат: 137, 5 узлов