Тяга и мощность горизонтального полета

Тяга, необходимая самолёту для выполнения установившегося горизонтального полёта. называется потребной. Она численно равна лобовому сопротивлению самолета:

Р_потр= Х

Для вывода формулы потребной тяги разделим уравнение 1на уравнение 2 (см. условия г.п.):

; ,

где K— аэродинамическое качество самолета. Тогда

P_потр =

Потребная тяга зависит от аэродинамического качества, которое можно изменить, меняя угол атаки.

Тяга, потребная для установившегося горизонтального полёта, будет минимальной при полёте с углом атаки α _нв, на котором аэродинамическое качество К максимально.

P_потрmin =

При расчёте лётных характеристик самолётов
с турбовинтовыми двигателями (ТВД) пользуются понятием потребной мощности.

N_потр = Р_потрV_гп

Потребные тяги определяются расчётным путём
в зависимости от высоты и скорости полёта.

Для построения Р_потр (V) надо знать:

· взлетную массу самолета m ;

· площадь крыла S;

· иметь сетку поляр для различных М;

· сетку высот полета, для которых строят кривые.

Расчет производится для каждой из заданных высот следующим образом:

1. Задается ряд значений М, для которых имеются поляры.

2. Определяются скорости V, соответствующие заданным М, по формуле V = M , где значение скорости звука берется из таблиц СА.

3. Рассчитываются значения коэффициента подъемной силы С_Y для каждой скорости V по формуле:

4. По полярам для соответствующих М (или V) и С_ya определяют коэффициент лобового сопротивления С_хa.

5. Определяют аэродинамическое качество K по формуле: К= .

6. Производят расчет потребной тяги для каждого из заданных чисел М:

Р_потр= .

Характер протекания кривых Р_потр (V) зависит от аэродинамической компоновки самолета.

Характерные точки графиков:

V_min – минимальная скорость гп, соответствующая полету самолета на угле атаки ;

V_нв – скорость гп, соответствующая Р_{потр min};

V_крейс — крейсерская скорость полета, на которой совершается полет на максимальную дальность;

V_эк – скорость гп, соответствующая минимальной потребной мощности N_{потр min}.

Совмещенный график
потребной и располагаемой тяг

При аэродинамическом расчете самолета для определения основных летно-тактических характеристик самолетов пользуются совмещенным графиком потребной и располагаемой тяг или мощностей в зависимости от скорости полета V.

Располагаемой называется наибольшая тяга, которую может развить силовая установка самолёта на данных высоте H и скорости V полета при максимально допустимом режиме работы двигателя.

На анализе кривых потребной и располагаемой тяг Н.Е.Жуковский построил аэродинамический расчет самолета по методу тяг. Поэтому эти кривые называются кривыми Жуковского.

Метод тяг, основанный на сопоставлении силы тяги, потребной для прямолинейного установившегося движения на некотором угле атаки, и силе тяги, развиваемой силовой установкой, был предложен Жуковским в 1900 г.

Кривая потребной тяги показывает, какая сила тяги необходима самолету для выполнения горизонтального полета на данной высоте с той или иной скоростью полета, а располагаемая тяга показывает, какую силу тяги должна создавать силовая установка на данной высоте при той или иной скорости полета.

Точки, лежащие на кривой потребных тяг, соответствуют различным режимам полета самолета.

Их можно осуществить, меняя потребную или располагаемую тягу так, чтобы Р_потр = Р_расп.

Точкам пересечения кривых потребной и располагаемой тяг соответствует равенство Р_потр=Р_расп, что соответствует горизонтальному полету самолета.

Если при выполнении горизонтального полета на некоторой скорости равновесие сил нарушится
и Р_расп станет больше Р_потр, то самолет на данной скорости и данном угле атаки начнет набирать высоту. Если же удерживать самолет от набора высоты уменьшением угла атаки, то он начнет увеличивать скорость полета. При увеличении скорости Р_потр возрастает согласно графику Р_потр(V). Разогнавшись до скорости, на которой потребная тяга станет равной тяге располагаемой, самолет окажется в режиме установившегося горизонтального полета.

Если при некоторой скорости полета Р_расп< Р_потр, то такое нарушение равновесия приведет к снижению самолета. Увеличением угла атаки можно удержать самолет от снижения и сохранить режим горизонтального полета на данной высоте, но с меньшей скоростью.

Режиму полета на V_{max г.п.} соответствует точка пересечения кривых Р_потр и Р_расп при полностью открытой дроссельной заслонке двигателя (т.е. при максимально возможной тяге). Уменьшая Р_расп и увеличивая отклонением руля высоты угол атаки , можно перейти на режим V < V_max.

Режиму полета самолета на V_min соответствует точка касания вертикальной касательной к кривой Р_потр. Левее этой линии установившейся полет невозможен.

По совмещенному графику можно построить график зависимости скоростей горизонтального полета в зависимости от высоты V(Н). С увеличением Н V_min увеличивается из-за уменьшения плотности и на больших высотах Н может оказаться сверхзвуковой. V_max до Н = 11 км увеличивается, а затем уменьшается, т.к. располагаемая тяга Р_расп начинает уменьшаться интенсивнее, чем плотность.

На определенной высоте V_max = V_min и самолет может лететь только с одной скоростью.

На больших высотах V_min определяется т. пересечения кривой Р_расп с левой ветвью Р_потр.

Область скоростей V и высот Н, на которых возможно выполнять установившийся горизонтальный полет, ограничена слева V_min, сверху — линией потолков и справа – линией максимальных или максимально-допустимых скоростей.

Диапазон скоростей

и высот горизонтального полета

Область значений скоростей от минимальной теоретической V_{т min} до максимальной V_max и область высот полета от Н=0 до теоретического потолка Н_т, при которых в условиях СА возможен полет самолета, имеющего определенную массу, называется теоретическим диапазоном скоростей и высот полета. По сравнению с теоретическим эксплуатационный диапазон скоростей и высот полета ограничивается минимально и максимально допустимыми скоростями
и допустимой высотой полета (рис. 4.4).

Практически полет на скорости V_min запрещается из условий безопасности, т.к. может привести при случайном увеличении угла атаки к срыву потока с крыла и сваливанию самолета. Поэтому вводится понятие минимально- допустимой скорости, на которой разрешен полет:

где С_{Y доп} – допустимый коэффициент подъемной силы, который определяется во время летных испытаний и соответствует углу атаки , при полете на котором начинается легкое потряхивание самолета. Минимальную безопасную (минимально-допустимую) скорость, достигнутую в процессе испытаний самолета, называют эволютивной.

Рис. 4.4.Эксплуатационные ограничения скоростей и высот полета:

а) истинные скорости; б) приборные скорости.

Максимальная скорость горизонтального полета ограничивается из условия прочности конструкции по скоростному напору, нормальной перегрузке и из условия устойчивости и управляемости самолета.

Максимальная скорость полета на малых высотах ограничивается из условий жесткости и прочности конструкции самолета и зависит от величины максимального скоростного напора q . На больших высотах вступает в силу ограничение по числу М для дозвуковых самолетов и М_пред из условий аэродинамического нагрева для сверхзвуковых самолетов.

Значительное влияние на диапазон скоростей и высот полета оказывают условия эксплуатации: температура, плотность воздуха (высота полета), ветер, полетная масса, число М полета и т.д.

Высота полета, на которой V_max = V_min, называется теоретическим потолком самолета. На этой высоте самолет может совершать горизонтальный полет только с одной определенной скоростью.