Головна | Про нас | Зворотній зв'язок
Вплив польотної маси. При виконанні польоту маса літака зменшується внаслідок вироблення палива. Така зміна польотної маси викликає зміна і льотних характеристик літака (рис. 3.3).
Мал. 3.3. Вплив польотної маси на льотні характеристики літака
При виконанні горизонтального польоту з меншою масою необхідна менша підйомна сила, а значить, при тому ж вугіллі атаки і висоті польоту потрібні менша швидкість, сила тяги і потужність.
Крива располагаемой потужності своє становище в системі координат не змінює. Зменшення польотної маси на кожному куті атаки і заданій висоті польоту викликає зменшення потрібної швидкості, тяги і потужності. Крива потрібної потужності переміщається в системі координат вліво і вниз (див. Рис. 3.3).
При зменшенні польотної маси літака швидкість звалювання, Наївигоднейшая і економічна швидкість зменшуються, максимальна швидкість польоту збільшується, надлишок потужності, а значить кут набору і вертикальна швидкість літака збільшуються.
Вплив висоти. Вплив зміни висоти на льотні характеристики можна проаналізувати по рис. 3.4 (для m = const і a = const).
При виконанні горизонтального польоту на будь-якій висоті необхідно забезпечити рівність підйомної сили і сили тяжіння літака:
Мал. 3.4. Вплив висоти на льотні характеристики літака
Для виконання цієї умови на великій висоті справжня швидкість горизонтального польоту повинна бути більше, а приладова швидкість постійна. Можна встановити зв'язок між істинною і приладової швидкостями на висоті, маючи на увазі, що Vпр = Vіст на висоті Н = 0.
Для визначення істинної швидкості на висоті (VH) необхідно значення приладової швидкості помножити на висотний коефіцієнт. тобто VH = Vпр. звідки Vпр = VH.
Збереження приладової швидкості при одних і тих же кутах атаки і масі літака на різних висотах має велике значення в забезпеченні безпеки польоту, так як дозволяє пілоту визначати режим польоту (кут атаки).
Мінімально допустимі швидкості польоту для всіх висот і елементів польоті належить за величиною приладової швидкості.
Потрібна тяга для горизонтального польоту від висоти не залежить, що видно з формули РГП = G / K.
Потрібна потужність при збільшенні висоти польоту так само, як і потрібна швидкість, збільшується пропорційно висотному коефіцієнту: NH = N0.
Так як при збільшенні висоти польоту Vгп і Nгп збільшуються пропорційно висотному коефіцієнту, кожен кут атаки і вся крива потрібних потужностей зміщуються в системі координат вправо за рахунок підвищення швидкості і вгору за рахунок збільшення потужності. Наявна потужність зі збільшенням висоти польоту безперервно зменшується.
Внаслідок такої зміни потрібної швидкості, потрібної і розташовується потужності змінюються льотні характеристики літака з підняттям на висоту: максимальна швидкість спочатку збільшується, потім зменшується; справжня швидкість звалювання збільшується; надлишок тяги, надлишок потужності, кут набору і вертикальна швидкість набору висоти зменшуються (див. рис. 3.4, рис. 3.5).
Мал. 3.5. Зміна швидкостей з підняттям на висоту
З наведеного на рис. 3.5 прикладу можна зробити висновок, що якщо політ виконується на висоті 11 000 футів, при стандартній температурі MCA, а режим двох двигунів встановлено 70%, то справжня швидкість складе 150 вузлів, а приладова 135 вузлів (приладова швидкість на H = 0).
Вплив випуску шасі і закрилків. При випуску шасі коефіцієнт лобового опору літака збільшується на # 8710; cx = 0,013. Це призводить до збільшення тяги, потрібної для горизонтального польоту, а значить, до зменшення максимальної швидкості, надлишку тяги, кута набору і вертикальної швидкості набору. Швидкість звалювання літака не змінюється (рис. 3.6).
Закрилки відхиляються на 20 ° і 42 ° і збільшують як лобове опір, так і підйомну силу. За рахунок випуску закрилків збільшується потрібна тяга, внаслідок зростання cy. крива потрібної тяги зміщується вліво і вгору (див. рис. 3.6), зменшується максимальна швидкість, надлишок тяги, кут набору і швидкість звалювання.
Мал. 3.6. Вплив випуску шасі і закрилків на потрібну тягу