З формули випливає, що величина потрібної швидкості залежить:
- від ваги літака;
-площі його крила;
- коефіцієнта підйомної сили Су.
При польоті на постійній висоті (# 961; = const) із заданою польотної масою скоростьVпотр визначається тільки величиною коефіцієнта підйомної сили Cy і залежить від кута атаки # 945 ;.
Потрібної тягойдля горизонтального польоту називається тяга, необхідна для сталого горизонтального польоту.
Умовами горизонтального польоту є: Y = G, Рп = Х. Тоді, розділивши перше рівність на друге, отримаємо
З формули випливає, що чим менше вага літака і чим більше його якість К. тим менша тяга буде потрібно для горизонтального польоту. З формули також видно, що потрібна тяга горизонтального польоту залежить від квадрата швидкості.
Потрібної мощностьюдля горізонтальногополёта називається потужність, необхідна для горизонтального польоту на даному куті атаки.
Визначається за формулою:
Формула показує, що потрібна потужність залежить від тих же факторів, від яких залежать потрібна тяга і швидкість польоту: від висоти польоту (щільності повітря), ваги літака, аеродинамічного якості літака і коефіцієнта підйомної сили.
Потрібна потужність тим більше, чим більше вага літака, менше щільність повітря і гірше аеродинамічна якість К. За умови G = const і H = const потрібна потужність залежить тільки від кута атаки і, як наслідок, від швидкості польоту.
Вплив ваги на горизонтальний політ. Зі збільшенням ваги літака швидкість, потрібна для горизонтального польоту, також збільшується пропорційно G1 / 2, тобто якщо маса збільшується в 4 рази, то потрібна швидкість збільшується в 2 рази.
Потрібна тяга також збільшується пропорційно масі літака:
Потрібна потужність Nпотр збільшується пропорційно G 3/2.
Завдання 1. Визначте швидкість горизонтального польоту поблизу землі, якщо коефіцієнт Су = 0,8, а питоме навантаження на крило дорівнює 160 кгс \ м 2.
Рішення: Vпотр = = 20 м / с.
Завдання 2. Визначте тягу, потрібну для горизонтального польоту при куті атаки 5 ° і польотному вазі 870 кгс
Рішення. За поляра літака знаходимо, що при куті атаки 5 ° коефіцієнти мають значення. Су = 0,39, Сх = 0,045, отже, якість одно
Тоді потрібна тяга буде мати значення:
Завдання 3 .Летчік виконує переліт на висоті 500 м. Початковий польотний вага становила 1240 кгс Швидкість польоту V = 240 км / ч. До кінця перельоту витрачено 80 кгс пального. Яка величина необхідної швидкості горизонтального польоту при тому ж вугіллі атаки і тій же висоті польоту.
РешеніеОпределім вага літака без витраченого пального. Він складає 1160 кгс.
Визначимо необхідну швидкість для збереження горизонтального польоту по формулі:
Відповідь: Потрібна швидкість становить 225,6 км / ч.
Вплив висоти на горизонтальний політ. Швидкість польоту вимірюється приладом (покажчиком швидкості, cм. Рис. 2.7), чутливий елемент якого (манометрична коробка) реагує на зміну швидкісного напору. Прилад вимірює не швидкість польоту, а значення швидкісного напору.
Швидкість, яка відповідає швидкісному напору q. називається приладової швидкістю Vпр ..
Швидкість літака щодо повітряного середовища називається істинної швидкістю Vіст. .
Оскільки щільність повітря # 961; змінюється з висотою польоту, то одному і тому ж швидкісному напору q = при різних висотах відповідають різні значення істинної швидкості Vіст.
Прилад градуюється в стандартних умовах у землі. Тому значення приладової швидкості відповідає швидкісному напору =.
Щоб встановити зв'язок між Vпр і Vіст, слід скористатися рівністю:
де # 961; 0 - щільність повітря у землі;
# 961; H - щільність повітря на поточній висоті H.
З рівності випливає:
- відношення щільності на висоті до щільності у землі.
Це відношення називається висотної поправкою.
У такому ж співвідношенні знаходяться потрібні швидкості горизонтального польоту на поточній висоті VH і у землі V0:
Таким чином, на даному куті атаки справжня потрібна швидкість Vпотр зі збільшенням висоти польоту збільшується, в той час як приладова швидкість від висоти не залежить а залежить тільки від кута атаки і коефіцієнта Су.
Зі збільшенням висоти польоту зменшення щільності r призводить до збільшення потрібної швидкості польоту пропорційно висотної поправці.
Потрібна сила тяги від висоти польоту не залежить, так як Рп = Х. але сила лобового опору при збільшенні висоти горизонтального польоту, на даній приладової швидкості, не змінюється, отже, РH = Р0.
Потрібна потужність зі збільшенням висоти польоту збільшується пропорційно потрібної швидкості: Nн = Pн Vн; N0 = P0 V0.
Отже, так само, як швидкість горизонтального польоту, потрібна потужність зі збільшенням висоти зростає пропорційно висотної поправці.
Вплив кута атаки на горизонтальний політ. Якщо змінювати кут атаки, буде змінюватися коефіцієнт підйомної сили Су. Чим менше Су. тим більше повинна бути швидкість польоту, і навпаки.
При максимальному коефіцієнті Cymax, тобто. на критичному вугіллі атаки Vпотр досягає мінімального теоретичного значення:
Політ на Vminне допустимо через появу тряски, порушення стійкості і можливості переходу літака в штопор. Тому в практичних умовах вводиться обмеження по мінімально-допустимої швидкості Vminдоп. забезпечує безпеку польоту.
На мінімальному куті атаки # 945; Cxmin. коли коефіцієнт лобового опору Cx мінімальний, можна досягти максимальної швидкості горизонтального польоту. З рівнянь руху можна вивести формулу максимальної швидкості горизонтального польоту:
Формула показує, що максимальна швидкість досягається при роботі двигуна на максимальному режимі (при максимальній потрібної тязі Pmax).
На практиці Vmax має обмеження в порівнянні з теоретично досяжною, так як при максимальному швидкісному напорі конструкція літального апарату відчуває вплив високих навантажень, небезпечних для міцності.
Висновок. Кожному куту атаки при даній польотної масі і висоті польоту відповідають певні швидкість, тяга і потужність горизонтального польоту.
Ці залежності зображаються за допомогою графіків -кривих Жуковського.
На сталих режимах літального апарату можуть бути отримані граничні параметри руху, на яких допускається виконання безпечного польоту. Вони визначаються за допомогою аеродинамічного розрахунку, тобто руху ЛА під дією зовнішніх сил. Окремо виконується розрахунок дальності і тривалості польоту.
Є два методи аеродинамічного розрахунку літака - метод метод тяг і метод потужностей.
В основі обох методів лежить порівняння потрібних і наявних тяг або потрібних і наявних потужностей в режимі горизонтального польоту.
Методи розроблені Н.Є. Жуковським в 1900 році і засновані на графічному побудові суміщених залежностей Рпотр (Nпотр) і Рр (Nр) від істинної швидкості польоту літака з даної масою на заданій висоті.
Криві Жуковського по тягам. Це суміщені графічні залежності по
мости потрібних і наявних потужностей від швидкості польоту
Мал. 6.3 Криві наявних і потрібних потужностей літака
Крива располагаемой потужності 1 являє собою характеристику силової установки по потужності (див рис.4.9 теми «Силова установка літака»).
Крива потрібної потужності 2 дає можливість визначити потужність, необхідну для виконання горизонтального польоту на даній висоті і швидкості.
Різниця між потужностями Nр і Nпотр називається надлишком потужності # 916; N.
По кривим располагаемой і потрібної потужностей можна знайти характерні швидкості горизонтального польоту:
- Максимальну Vmax на вугіллі атаки # 945; Cxmin - в точці перетину кривих Nпотр і Nр для максимального режиму роботи силової установки (точка # 921; );
- Мінімальну Vmin на критичному вугіллі атаки # 945; кр - в точці дотику графіка Nпотр = f (VГП) з прямою, паралельною осі ординат (точка # 921; # 921; );
-Найвигіднішу Vнв на найвигіднішому вугіллі атаки # 945; нв - в точці дотику графіка з прямою, проведеної з початку координат (точка # 921; # 921; # 921; ). кут # 946; для цієї точки має мінімальне значення: tg # 946; min = (Nпотр / V) min = G / Kmax;
Економічну Vек на економічному куті атаки # 945; ек - в точці дотику кривої Nпотр з прямою, паралельною осі абсцис (точка # 921; V). На цій швидкості потрібна потужність мінімальна, отже, політ виконується при мінімальному часовому витраті палива;
-Крейсерську V кр для крейсерського режиму роботи двигуна (точка V перетину крівихNпотр і Nрасп. Ця швидкість становить (0,8 ... 0,9) Vmax.
Різниця між значеннями максимальної та мінімальної швидкостей називається діапазоном швидкостей сталого режиму польоту # 916; V = Vmax - Vmin.
Рис.6.4 Вплив ваги на характеристики горизонтального польоту
Вплив польотної маси літака можна оцінити по кривим Жуковського (рис.6.4):
При збільшенні польотної маси від значення G1 до G2 потрібні швидкості Vпотр збільшуються пропорційно G 3/2. Отже, швидкості мінімальна, економічна і найвигіднішою зростають.
Потрібна тяга і потрібна потужність також зростають. Графіки показують, що на літаку зменшуються надлишки потужності і надлишки тяги, діапазон швидкостей, так як зменшується максимальна швидкість.
Отже, збільшення маси літака викликає погіршення льотних характеристик в режимі горизонтального польоту, скорочуються межі допустимих швидкостей і висот польоту.
Рис.6.5 Вплив висоти на характеристики горизонтального польоту
Вплив висоти польоту на характеристики горизонтального польоту показано на кривих Жуковського рис.6.5.
- при збільшенні висоти польоту (Н> Н0) точка перетину кривих для Vmax зміщується вліво, тобто максимальна швидкість літака зменшується;
-Точка, відповідна мінімальній швидкості Vmin на # 945; кр. зміщується вправо, тобто величина потрібної швидкості Vmin збільшується;
-Отже, зменшуються діапазон швидкостей # 916; V = Vmax - Vmi. надлишки тяг # 916; Р і потужностей # 916; N;
-Межі # 921; і # 921; # 921; режимів зміщуються в бік великих потрібних швидкостей.
Отже, збільшення висоти призводить до погіршення льотних властивостей літака в режимі горизонтального польоту: зниження маневрених властивостей. скоропідйомності, стелі польоту, економічності.
-За допомогою кривих Жуковського графічним способом визначаються граничні параметри сталих режимів польоту ЛА: максимальна і мінімальна швидкості, діапазон швидкостей, надлишки тяги (або потужності). При цьому криві по тягам будують зазвичай для літаків з ТРД, а криві по потужності - для літаків з ПД;
-По кривим можна визначити найбільш економічні і безпечні режими усталеного польоту.
-Криві Жуковського дозволяють наочно побачити, як змінюються характеристики горизонтального польоту в залежності від зміни маси літального апарату, висоти польоту, режиму роботи двигуна на заданому куті атаки і швидкості. Вище були наведені розрахункові формули, що дозволяють визначити вплив цих факторів польоту.