При розгляді усталеного руху літаків з турбореактивними двигунами для визначення льотно-технічних характеристик літака зручно користуватися методом тяг, який розробив Н.Є. Жуковський. Метод тяг Жуковського заснований на порівнянні величин потрібної і розташовується тяг.
Потрібної тягою Рп називається тяга, необхідна для сталого горизонтального польоту на даній висоті із заданою швидкістю. Вона чисельно дорівнює силі лобового опору літака:
Располагаемая тяга Pр - це максимально можлива сумарна тяга всіх двигунів літака на даній висоті і при даній швидкості польоту.
Порівняння потрібної і розташовується тяг зручно здійснювати, побудувавши суміщений графік залежностей Рп і Рр від швидкості польоту V для даної висоти польоту і даної маси літака (див. Рис. 42). Такий графік називається діаграмою потрібних і наявних тяг. Розглянемо характерні точки на цій діаграмі.
Мал. 42. Діаграма потрібних і наявних тяг
Точка «1», де перетинаються криві потрібних і наявних тяг, очевидно відповідає режиму максимально можливої швидкості усталеного горизонтального польоту Vmax. тому при більшій швидкості польоту потрібна тяга буде перевищувати располагаемую. Точки ж, що лежать на кривій Рп = f (V) лівіше точки «1» (наприклад, точка «2»), відповідають сталому горизонтального польоту зі швидкістю, меншою Vmax. в даному випадку - зі швидкістю V2. Для здійснення такого режиму польоту необхідно дещо зменшити тягу двигуна (см. Криву, виконану штриховий лінією) і збільшити коефіцієнт підйомної сили Cya. Не вдаючись в подробиці відзначимо, що льотчик має можливість в польоті управляти тягою двигуна і підбирати кут атаки, що забезпечує необхідний Cya.
Характерною точкою, що представляє особливий інтерес, є точка «3», яка є точкою дотику прямої, проведеної з початку координат до кривої потрібних тяг Рп = f (V). Очевидно, що в даній точці відношення буде мінімальним. При виконанні цієї умови, як це стане ясно в подальшому, забезпечується максимальна дальність польоту.
У точці «4» потрібна тяга Рп мінімальна. Перепишемо формулу (47) для умов сталого горизонтального польоту:
Якщо Рп - мінімальна, то аеродинамічний якість K буде максимальним. У розділі, присвяченому аеродинамічному якості (див. П. 1.6.6), ми відзначили, що коефіцієнт підйомної сили і кут атаки, відповідні максимального значення якості називаються найвигіднішими. Звідси і швидкість, що відповідає мінімальному значенню потрібної тяги, також називається найвигіднішої і може бути обчислена за формулою:
При подальшому зменшенні швидкості для забезпечення сталого горизонтального польоту поряд зі збільшенням кута атаки необхідно збільшувати тягу двигунів, тому що тут починає швидко рости індуктивний опір, що призводить до загального збільшення потрібної тяги.
Точка «6» відповідає мінімальному значенню швидкості усталеного горизонтального польоту Vmin. При цьому значенні швидкості необхідно, щоб літак летів з максимальним значенням коефіцієнта підйомної сили Cyamax. тобто на критичному вугіллі атаки aкр. З міркувань безпеки політ на критичному вугіллі атаки вважається неприпустимим, тому що будь-яка помилка в пілотуванні або вертикальний порив вітру, що призводять до подальшого збільшення кута атаки, викличуть різке зменшення Cya через відриву потоку на крилі, що призведе до звалювання літака. Тому на практиці за мінімально допустиму швидкість польоту приймають швидкість, трохи більшу, ніж Vmin (див. Точку «5»). Коефіцієнт підйомної сили при цьому беруть дещо меншим: Cyaдоп »0,8 ... 0,85Cyamax. Мінімально допустима швидкість польоту обчислюється за формулою:
За допомогою діаграми потрібних і наявних тяг можна легко визначити максимальну скоропідйомність Vymax на даній висоті і відповідну їй швидкість набору висоти Vнаб.
З рівнянь руху при наборі висоти (52) випливає, що:
або, що те ж саме:
Перепишемо формулу для скоропідйомності (53) з урахуванням (68):
З формули (69) видно, що скоропідйомність залежить від надлишку тяги (Рр - Рп). Очевидно, що максимальна скоропідйомність буде при максимальному надлишку тяги, тобто коли різниця (Рр - Рп) максимальна. Знайти цю максимальну різницю і відповідну їй швидкість набору висоти Vнаб можна графічно (див. Рис. 42), а потім за формулою (69) розрахувати максимальну скоропідйомність Vymax на даній висоті.
Зі збільшенням висоти польоту розташовується тяга падає, а мінімальні значення потрібної тяги не змінюються (див. Рис. 43).
Мал. 43. Зміна потрібної і розташовується тяг в залежності від
Настає такий момент, коли криві потрібних і наявних тяг мають тільки одну точку перетину (при цьому Vymax = 0). На цій висоті сталий набір висоти неможливий, а усталений горизонтальний політ можливий тільки на швидкості Vт. Така висота називається теоретичним стелею літака. Однак досягти теоретичного стелі літак в сталому наборі висоти практично не може, тому що час набору висоти при цих умовах прагне до нескінченності. Тому вводиться поняття практичної стелі - висоти польоту, при якій максимальна скоропідйомність не менш заданої. Для дозвукових літаків Vymax ³ 3 ... 5 м / с.