КАТЕГОРИИ:
АстрономияБиологияГеографияДругие языкиДругоеИнформатикаИсторияКультураЛитератураЛогикаМатематикаМедицинаМеханикаОбразованиеОхрана трудаПедагогикаПолитикаПравоПсихологияРиторикаСоциологияСпортСтроительствоТехнологияФизикаФилософияФинансыХимияЧерчениеЭкологияЭкономикаЭлектроника
Набір висоти та зниження літака [1], c. 50-53
Набір висоти - це прямолінійний рух літака вгору по траєкторії, похилій до горизонту. Якщо при цьому швидкість зберігається постійною, то набір висоти вважається сталим. Схема сил, що діють на літак при наборі висоти з кутом нахилу траєкторії до горизонту θ, показана на рис. 2.71, а.
Рис. 2.71. Схема сил, що діють на літак при наборі висоти і зниженні.
Умови сталого підйому можна записати в наступному виді:
P = X + G2 = X + G∙ sinθ; Y = G1 = G∙ cosθ.
Підставляючи в друге рівняння Y = су∙ S∙ 
, знаходимопотрібну швидкість набору висоти Vнаб:
.
Оскільки 
≤1, то можна зробити висновок, що для виконання набору висоти швидкість набору Vнабзавжди меншешвидкості горизонтального польоту Vгпна тому самому куті атаки. При невеликих кутах набору висоти (θ = 20÷25)° величина ≈ 1, тому можна приймати, що Vнаб≈Vгп.
При наборі висоти літаком тяга Рвитрачається на подолання лобового опору Хи складової сили ваги G2, тобто Р = Х+ G2.Отже,для набору висоти потрібна тяга, більша, ніж для виконання ГП на тому ж куті атаки. Піднімальна сила Y крила при наборі висоти, навпаки, потрібна менше, ніж при виконанні горизонтального польоту. Чим більше кут нахилу траєкторії θ, тим менше повинне бути значення Y. При вертикальному підйомі, коли θ = 90°, піднімальна сила крила відсутня (Y = 0) і набір висоти здійснюється за рахунок сили тяги Р.
При вертикальному наборі висоти вага літака G буде повністю врівноважуватися тягою Р, а з урахуванням сили лобового опору Хпотрібна для вертикального набору висоти тяга, буде рівна Pнаб. потр.= X + G. Надлишок тяги, необхідний для набору висоти, ΔР = Pнаб. розт. – X = G∙ sinθ.
Вертикальна швидкість набору висоти Vуза одиницю часу (рис. 2.71, а) може бути знайдена з таких співвідношень:
Vу / Vнаб = sinθ; sinθ = ΔP / G.
Тоді
Vу = (Vнаб∙ ΔP)/G.
З формули виходить, що при G = const 
Vу= f (ΔР), тобто вертикальна швидкість залежить від надлишку тяги ΔР. Значення ΔРотримують з кривих потрібних і розташовуваних тяг (рис. 2.69). Максимальне значення Vymaxможе бути отримане з умови
Vymax = (Vнаб∙ ΔP)max/G,
тобто для набору висоти з мінімальною витратою часу (набір висоти з максимальної швидкопідйомністю) льотчик повинен витримувати найвигіднішу швидкість польоту при максимальному значенні тяги авіадвигуна.
Зі збільшенням висоти польоту надлишок тяги у літаків з турбореактивними двигунами і надлишок потужності у літаків з поршневими і турбогвинтовими двигунами зменшуються, тому зменшується і вертикальна швидкість.
Висота польоту, на якій Vymax = 0, називається теоретичною статичною стелею літака Hт. На цій висоті надлишку тяги немає, тому можливий тільки горизонтальний політ на найвигіднішій швидкості. Досягти висоти Hтлітак практично не може, тому що в міру наближення до стелі надлишок тяги стає всё менше і для набору висоти, що залишилася, буде потрібно затратити занадто багато часу та палива. Зменшення польотної маси внаслідок витрати палива приведе до збільшення теоретичної стелі. Тому уведено поняття практичної стелі Нпр- висота польоту, на якій максимальна вертикальна швидкість Vymax = 0,5 м/с (для дозвукових літаків) і Vymax = 5,0 м/с (для надзвукових літаків). Значення Нпр зазвичай набувають розрахунковим шляхом, використовуючи графік залежності швидкопідйомності від висоти польоту (рис. 2.72).
Рис. 2.72. До визначення практичної стелі.
Різниця між практичною і теоретичною стелями зазвичай невелика Hт- Нпр= (200 - 300) м. Завдяки кінетичній енергії G∙ V2/2gлітак короткочасно може набрати висоту, більшу теоретичної стелі. Ця висота літака називається динамічною стелею Ндин.
У літаків цивільної авіації максимальна вертикальна швидкість у землі Vymax = (12 - 25) м/с, практична стеля Нпр = (12 – 14) км, причому Нпр літаки набирають за 40 - 50 хвилин.
Наприклад, для літака Ту – 154 практична стеля становить 11800 м і набирає ії літак залежно від злітної маси за наступний час:
G = 60 т → 15 хв;
G = 80 т → 20 хв;
G = 90 т → 28 хв;
G = 100 т → 33 хв.
Зниженнялітака - це прямолінійний рух літака вниз по похилій до горизонту траєкторії. Зниження при відсутності тяги двигунів називається планеруванням.
Рівняння сталого руху при планеруванні (див. рис. 2.71, б)
Y = G∙ соsθ; Х = G∙ sinθ,
де θ - кут планерування.
Звівши обидва рівняння у квадрат і склавши їх праві та ліві частини окремо, отримаємо
Y2 + Х2 = G2 [(cosθ)2 + (sinθ)2] = G2.
З рівняння виходить, що 
, тобто при планеруванні вага літака G урівноважується повною аеродинамічною силою крила R.
З рівняння Y = G соsθ можна отримати вираз для швидкості планерування
.
Важливою характеристикою планерування є дальність планерування Lпл., тобто відстань по горизонту, яку проходить літак від початку до кінця планерування. Використовуючи рис. 2.71, б, можна записати, Lпл. / Hпл. = Y / Х = К,
де Нпл. - висота планерування.
Тоді
Lпл. = Нпл.∙ К,
Найбільша дальність планерування відповідає планеруванню на найвигіднішому куті атаки, тобто при максимальній аеродинамічній якості:
Lпл. max = Hпл.∙ Kmax.
На дальність планерування істотно впливає вітер
Lпл. = Hпл.∙ K ± W∙ τ,
де W - швидкість вітру;
τ- час планерування, протягом якого діяв вітер.
Зустрічний вітер дальність планування зменшує, а попутний - збільшує.
При зниженні літака з працюючими двигунами рівняння сил, що діють на літак, запишеться таким чином:
Р = Х - G∙ sinθ, Y = G∙ cosθ.
Зазвичай при зниженні частота обертання двигуна незначно перевищує частоту обертання в режимі малого газу, і тяга, що розвивається, невелика. Наявність тяги збільшує дальність зниження і зменшує кут нахилу траєкторії. Зниження літака, що летить на висоті (9 - 11) км, зазвичай починається за (250 - 300) км до аеродрому посадки, при цьому вертикальна швидкість зниження становить (5 - 10) м/с.
Вертикальна швидкість часто обмежується зміною барометричного тиску в пасажирських кабінах для того, щоб уникнути болю у вухах пасажирів. У випадку екстреного зниження, наприклад при розгерметизації пасажирської кабіни, пожежі й т.п., вертикальна швидкість повинна бути максимальної. При цьому льотчик не повинен допускати надмірного збільшення поступальної швидкості з міркувань міцності (обмеження по швидкісному напору), стійкості й керованості (обмеження по числу М польоту). Тому максимальна вертикальна швидкість зниження Vумах обмежується значеннями (35 - 70) м/с.
Дата добавления: 2015-08-05; просмотров: 108; Мы поможем в написании вашей работы!; Нарушение авторских прав |