Мал. 89 поляра швидкостей підйому літаків Як-52 і Як-55
Поляра швидкостей підйому літаків Як-52 і Як-55 на висоті 500 м і максимальному режимі роботи силової установки показана на Рис. 89.
Кожна точка поляри швидкостей підйому наочно показує швидкість по траєкторії V ПІД (відрізок прямої, проведеної з початку координат в цю точку поляри), вертикальну швидкість підйому V У (відрізок прямої, проведеної через дану точку поляри швидкостей перпендикулярно до осі швидкостей V і кут підйому - кут, укладений між вектором швидкості У ПІД і віссю швидкості польоту).
Опускаючись з будь-якої точки кривої на горизонтальну вісь по дузі кола з центром на початку координат, можна відрахувати швидкість польоту по траєкторії підйому.
Поляра швидкостей підйому дозволяє визначити характерні режими усталеного підйому і відповідні максимальний кут підйому і максимальну вертикальну швидкість підйому.
РЕЖИМ НАЙБІЛЬШ ШВИДКОГО підйому (НАБОРУ ВИСОТИ).
Визначається проведенням дотичній до поляра швидкостей підйому паралельно осі швидкості. Для літака Як-52 під час оборотах двигуна n = 100%, на висоті польоту Н = 500 м приладова
швидкість Vnp = 162 км / год, Vy МАКС = 10 м / с, α = 8 °.
Для літака Як-55 при частоті обертання колінчастого вала двигуна, що дорівнює п = 100%, на висоті польоту Н = 500 м Vnp- = 137 км / год, Vy МАКС = 15 м / с, α = 9 0.
Цей режим підйому застосовується в разі потреби швидко набрати задану висоту.
РЕЖИМ НАЙБІЛЬШ КРУТОГО підйому.
Визначається проведенням дотичній до поляра швидкостей з початку координат. Для літака Як52 при оборотах двигуна п = 100%, на висоті польоту Н = 500 м і Vnp = 140 км / ч-θ макс = 12 °. Для літака Як-55 під час оборотах двигуна п = 100%, на висоті польоту Н = 500 м і Vnp = 115 км / ч-θ макс = 22 °.
Цей режим підйому застосовується, коли необхідно «перетягти» літак через близько розташоване перешкода.
На поляра швидкостей підйому також можна знайти режим максимальної теоретичної швидкості підйому (визначається проведенням дотичній дуги до поляра швидкостей підйому з центром на початку координат).
Кордоном перших і других режимів підйому, як і в горизонтальному польоті, для літаків Як-52 і Як-55 є економічна швидкість.
керма висоти вгору (взяття ручки керування літаком на себе) в кінцевому рахунку призводить не до збільшення, як в першому режимі, а до зменшення кута нахилу траєкторії (Рис. 90).
При взятті ручки управління на себе кут атаки збільшується, підйомна сила Y зростає і траєкторія спочатку викривляється вгору, т. Е. Кут підйому збільшується. Однак літак не має
можливості урівноважитися на більш крутий траєкторії, так як надлишок тяги P 1. наявний у вихідному режимі польоту і врівноважує складову ваги G sin θ 1. виявиться недостатнім для врівноваження зростаючої складової сили ваги літака G sin θ 1 'при новому збільшеному куті
підйому θ 1 '> θ 1
Швидкість, а значить, і підйомна сила починають зменшуватися, а траєкторія, що стала відразу після взяття ручки управління на себе більш крутий, буде поступово (у міру падіння швидкості) відхилятися вниз. Так як на друге режимах надлишок тяги зі зменшенням швидкості зменшується, то рівність
Р 2 = Gsin θ буде досягнуто лише при новому куті нахилу траєкторії θ 2 ' <θ 1 .
На перших режимах підйому взяття ручки керування літаком на себе супроводжується збільшенням кута підйому, так як зменшення швидкості (після взяття ручки управління на себе) викликає збільшення надлишку тяги, а більшого надлишку тяги відповідає більш крутий підйом літака.
Мал. 90 1-е і 2-е режими підйому
Важливою характеристикою скоропідйомності літака є барограмі підйому, яка представляє собою графік, що показує час, що витрачається на набір тієї чи іншої висоти на режимі максимальної вертикальної швидкості підйому.
Барограмі підйому можна отримати практично в польоті за допомогою барографа (бароспідографа) або шляхом запису показань висотоміра через певні проміжки часу. Барограмі можна побудувати і розрахунковим шляхом, використовуючи графік зміни вертикальної швидкості підйому по висоті.
За допомогою барограмі підйому можна визначати час набору будь-якої висоти.
Для побудови барограмі підйому розрахунковим шляхом потрібно мати графік υ y = f (H) (Рис. 91). Розрахунок проводиться в наступному порядку.
1. Поділяємо всю що набирає висоту (до теоретичного стелі) на ряд ділянок (Н1, Н2, Н3, Н 4 і т. Д.) З таким розрахунком, щоб вертикальні швидкості на початку і кінці ділянки відрізнялися за величиною не більше ніж в 1,5 рази.
2. За графіком υ у = f знаходимо значення вертикальної швидкості на кордоні кожної ділянки. Отримані дані заносяться в таблицю.
Крива Н = f (t) асимптотично наближається до теоретичного стелі літака, але для його досягнення потрібно нескінченно великий час.
З підйомом на висоту надлишок тяги зменшується і на якійсь певній висоті стає рівним нулю. А це означає, що і вертикальна швидкість усталеного підйому теж зменшиться до нуля. На цій висоті і вище літак не має можливості здійснювати сталий підйом.
Висота польоту, на якій вертикальна швидкість усталеного підйому дорівнює нулю, називається теоретичним (або статичним) стелею літака.
На теоретичному стелі надлишку тяги немає, тому можливий тільки горизонтальний політ і тільки на найвигіднішому куті атаки (і тільки на найвигіднішої швидкості), на якому найменша потрібна тяга. Діапазон швидкостей при цьому дорівнює нулю (Рис. 93).
Мал. 93 До визначення стелі літака: а - графік залежності Vу від висоти польоту; б - криві потрібних і наявних тяг на теоретичному стелі
При сталому підйомі літак практично не може досягти теоретичного стелі, так як у міру наближення до нього надлишок тяги стає настільки малий, що для набору залишилася висоти буде потрібно затратити дуже багато часу і палива. Через відсутність надлишку тяги політ на теоретичному стелі практично неможливий, тому що будь-які порушення режиму польоту без надлишку тяги не можна усунути. Наприклад, при випадково утворився навіть невеликому нахилі літак втрачає значну висоту (провалюється). Тому крім поняття теоретичного (статичного) стелі введено поняття так званого практичного стелі.
Умовно вважають, що практична стеля літака є висота, на якій максимальна вертикальна швидкість підйому дорівнює 0,5 м / с.
Різниця між теоретичним і практичним стелею у сучасних літаків невелика і не перевищує 200 м. Теоретичний та практичний стелі можна визначити за графіком (див. Рис. 93).
Сучасні літаки при польоті з великими швидкостями польоту мають настільки великим
що можуть використовувати його для набору висоти. Причому якщо літак
летить поблизу практичної стелі, то він за рахунок використання запасу кінетичної енергії, зберігаючи керованість, може піднятися на висоту, більшу його теоретичного стелі, навіть при відсутності надлишку тяги.
Мал. 94 Підйом літака на динамічний стелю
Максимальна висота, набирається літаком за рахунок запасу кінетичної енергії, на якій можна створити швидкісний напір, необхідний для збереження керованості, називається динамічним
Якщо в горизонтальному польоті поблизу практичної стелі Н нач літак має швидкість υ поч і
має кінетичної енергією
2 g. то при додатковому наборі висоти
Н швидкість літака
зменшиться до υ кін = υ ЕВ
керованість) і його кінетична енергія
додаткову потенційну енергію G
Після перетворень отримаємо
ΔΗ = (υ НАЧ + υ КОН) (υ НАЧ - υ КОН).
де υ ср - середня швидкість; Δυ - втрата швидкості на гірці.
Як бачимо з формули, приріст висоти за рахунок зменшення швидкості на величину Δυ тим більше, чим вище середня швидкість літака.
Досягти динамічного стелі можна наступним чином: на деякій висоті літак розганяється до максимальної швидкості і виконує гірку. Переклад літака на гірку досягається збільшенням підйомної сили Y.
Маневр потрібно починати з такої висоти, на якій можна отримати достатню для викривлення траєкторії підйомну силу. На практичній стелі через малу щільність повітря політ літака
ВПЛИВ ВІТРУ НА ПІДЙОМ ЛІТАКА
Проведені розрахунки і побудову графіків барограмі і траєкторії підйому були виконані для штильових умов. Насправді рух літака здійснюється при наявності вітру і являє собою складний рух, що складається з відносного руху літака з повітряної швидкістю і переносного руху літака разом з масою повітря зі швидкістю вітру W (Рис. 95).
Мал. 95 Вплив вітру на підйом літака
Швидкість літака щодо землі, так звана колійна швидкість, дорівнює геометричній сумі відносної (повітряної) і переносний (швидкості вітру) швидкостей. Якщо літак летить в
затишність, то υ Пуг = υ. якщо проти вітру, то υ Пуг = υ- W. при попутному вітрі υ Пуг = υ + W
У зв'язку з цим змінюється кут набору висоти θ (див. Рис. 95). Величина ж вертикальної швидкості підйому залишається незмінною. При підйомі із зустрічним вітром кут підйому більше, а прохідний шлях менше, ніж при затишності. Підйом при попутному вітрі буде проходити з меншим кутом підйому, т. Е. Більш полого, і літак буде проходити більшу відстань.
Прямолінійний і рівномірний рух літака по похилій вниз траєкторії називається
плануванням або сталим зниженням.
Кут, утворений траєкторією планування і лінією горизонту, називається кутом планування θ пл.
Зниження може проводитися як при наявності тяги, так і при її відсутності.
Планування є окремий випадок зниження літака, при якому літак знижується з вимкненим двигуном або двигуном, що працює на малих обертах, з тягою, що практично дорівнює нулю. Планування літаків проводиться з метою зменшення висоти польоту і для польоту до місця посадки.
Для планерів планування є основним режимом польоту. Планування з кутами θ пл. перевищують 30 °, називається пікіруванням.
СИЛИ, ЩО ДІЮТЬ НА ЛІТАК ПРИ ПЛАНУВАННЯ
При плануванні на літак діють сила ваги літака G, і повна аеродинамічна сила R. Так як рух літака здійснюється по похилій вниз траєкторії, то сили діють у такий спосіб.
1. Сила ваги G спрямована вертикально вниз і розкладається на дві складові: в напрямку,
перпендикулярному траєкторії руху - G 1 = G cos θ ПЛ. і в напрямку руху літака -
G 2 = G sin θ ПЛ.
2. Повна аеродинамічна сила R розкладається на:
- підйомну силу У, що врівноважує силу G 1. чим забезпечується прямолінійність руху;
- силу лобового опору, що врівноважує силу G 2. що забезпечує сталість швидкості руху по траєкторії.
Оскільки планування розглядається як плоске поступальний усталений рух літака, то лінії дії всіх сил, що діють на літак, перетинаються в його центрі ваги.
Так як при плануванні літак рухається прямолінійно і рівномірно, то всі сили повинні бути взаємно врівноважені, і літак в цьому випадку буде рухатися за інерцією.
Для того щоб рух літака було прямолінійним, необхідна рівновага сил, що діють перпендикулярно траєкторії руху.
Умовою прямолінійності руху є рівність сил Y і G 1
Y = G 1 = G cos θ ПЛ. (6.1)
Мал. 96 Схема сил, що діють на літак при плануванні
Для того щоб літак рухався рівномірно, необхідно сили, що діють уздовж траєкторії, взаємно врівноважити. Умовою рівномірності руху є рівність сил G 2 і Q
Q = G 2 = G sin θ ПЛ. (6.2)
Ці два рівняння тісно пов'язані між собою і при порушенні одного з них порушується і
Рівнодіюча сил Y і Q, т. Е. Повна аеродинамічна сила R, при плануванні завжди спрямована вгору і дорівнює польотним вагою літака.
З рівнянь руху при плануванні можна зробити наступні висновки:
1. Підйомна сила при плануванні менше, ніж в горизонтальному польоті на тому ж вугіллі атаки,
так як вона врівноважує тільки частина сили ваги G 1. Зі збільшенням кута планування складова сили ваги G 1 зменшується, отже, повинна зменшуватися і підйомна сила Y.
2. Складова сили ваги G 2 при плануванні виконує роль тяги. Якщо кут планування збільшується, то сила G 2 теж збільшується, що викликає збільшення швидкості руху по траєкторії,
а це в свою чергу викличе збільшення сили лобового опору Q, яка врівноважить G 2. і рух знову стане рівномірним.
Потреба ШВИДКІСТЬ ПЛАНУВАННЯ.
ГРАНИЧНА ШВИДКІСТЬ ЛІТАКА
Потрібної швидкістю планування називається швидкість по траєкторії, необхідна для створення підйомної сили, рівною нормальній складовій ваги літака G cos θ на даному куті атаки:
При випуску шасі і посадочних щитків на літаку Як-52 аеродинамічна якість зменшується, а кут планування збільшується.
Кут планування можна визначити графічно по поляра літака (якщо вона побудована в однакових масштабах для З У і З Х), провівши з початку координат вектор до відповідної точці кривої (Рис. 97, а, б). Кут, утворений вектором і віссю Су, покаже величину кута планування.
Мал. 97 Приблизний вид поляри літака в однакових масштабах для Су і Сх
Мінімальний кут планування θ хв отримаємо, провівши дотичну до кривої з початку координат.
З малюнка видно, що кожна пряма, крім дотичній, проведена до кривої з початку координат, перетинає цю криву в двох точках, відзначаючи два кута з однаковою якістю. Отже, один і той же кут планування може бути при малому куті атаки і великій швидкості, і при великому куті атаки і при малій швидкості.
Так як якість літака залежить тільки від кута атаки, то, отже, кут планування від висоти польоту і ваги літака, за умови, що вага літака збільшений без приросту З Х. не залежить.
Поляра ШВИДКОСТЕЙ ПЛАНУВАННЯ
Графік, що показує залежність вертикальну швидкість зниження від поступальної швидкості на різних кутах атаки, називається полярою швидкостей планування або указательніцей глиссаде
Для побудови поляри швидкостей планування необхідно мати поляра літака (планера). Розрахунок поляри швидкостей планування проводять за допомогою таблиці для декількох висот польоту.
Поставивши собі за рядом значень кутів атаки, визначаємо величини коефіцієнтів підйомної сили і лобового опору.
Визначивши Су і Сх і знаючи польотний вага літака (планера) і висоту польоту, розраховують, як показано в таблиці, значення аеродинамічного якості, кута планування, швидкості планування, швидкості зниження для кожного кута атаки.
За розрахунковими даними будують поляра швидкостей планування (Рис. 98). За поляра швидкостей планування можна визначити ряд характерних швидкостей і режимів планування.
1.Економіческая швидкість планування і відповідний їй економічний кут атаки визначаються проведенням паралельно осі абсцис дотичної до поляра швидкостей. У точці дотику знаходиться економічний кут атаки, а перпендикуляр, відновлений з точки торкання на вісь швидкостей планування, позначить економічну швидкість планування. Планування на економічній
швидкості відбуватиметься з найменшою швидкістю зниження υ У.
2. найвигіднішого швидкість планування і найвигідніший кут атаки α наїв можна знайти проведенням дотичній з початку координат до поляра швидкостей. У точці дотику знаходимо кут атаки, в точці перетину перпендикуляра, відновленого з точки дотику з віссю швидкості, - найвигіднішу
швидкість. На цій швидкості кут зниження θ мінімальний, а дальність планування - максимальна.
3. Два кута атаки (α 1 і α 2) при однаковому куті зниження знаходяться, якщо з початку координат
провести січну до поляра швидкостей. Так само як на поляра літака (Су = f (Cx, α)). на поляра швидкостей планування визначаються два режими планування I і II, межею поділу яких є Наївигоднейшая швидкість польоту.
Мал. 98 Поляра швидкостей планування
Найбільше застосування поляра швидкостей планування має в планеризм; вона більш зручна для практичного використання, ніж звичайна поляра планера, так як на ній нанесені характеристики, безпосередньо вимірювані в польоті. Для планериста важливо: знаючи фактичний діапазон швидкостей польоту планера, вибрати такі значення горизонтальних швидкостей, які задовольняли б заданим режимом
зниження (υ ССО).
Відстань, яку проходить літаком (планером) щодо землі за час планування з даної висоти. називається дальністю планування. Вона є однією з найважливіших характеристик літака і особливо планера.
Знайдемо, яку відстань пролетить літак з висоти Н, якщо кут планування його дорівнює θ пл.
З Рис. 99 видно, що L ПЛ - це відстань, яку проходить літаком щодо землі, яке називається дальністю планування.
З Рис. 99 визначимо