Визначається проведенням дотичній до поляра швидкостей з початку координат. Для літака Як-52 під час оборотах двигуна п = 100%, на висоті польоту Н = 500 м і Vnp = 140 км / ч-макс = 12 °. Для літака Як-55 під час оборотах двигуна п = 100%, на висоті польоту Н = 500 м і Vnp = 115 км / ч-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.
Режими підйому в діапазоні швидкостей від. для яких> 0, називаються другими.
Перші режими підйому мають місце в діапазоні швидкостей від VЕК до Vмакс. для яких <0.
Крім особливостей, розглянутих вище стосовно до горизонтального польоту, для других режимів усталеного підйому характерно так зване зворотне дію керма висоти, відхилення 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. 3).
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 DP1. наявний у вихідному режимі польоту і врівноважує складову ваги G sin 1. виявиться недостатнім для врівноваження зростаючої складової сили ваги літака при новому збільшеному куті підйому
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 DР2 = Gsin буде досягнуто лише при новому куті нахилу траєкторії.
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. 3 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 uy = f (H) (Рис. 4). Розрахунок проводиться в наступному порядку.
1. Поділяємо всю що набирає висоту (до теоретичного стелі) на ряд ділянок (Н1, Н2, Н3, Н4 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 uу = f знаходимо значення вертикальної швидкості на кордоні кожної ділянки. Отримані дані заносяться в таблицю.3. Для кожної ділянки знаходимо uУСР- середню швидкість вертикального підйому.
4. Обчислюємо тривалість підйому на кожній дільниці по формулі
5. Складаючи наростаючим підсумком величини Dt, отримаємо час набору тієї чи іншої висоти.
Для зручності користування час висловлюємо в хвилинах.
За отриманими даними ci роїться барограмі підйому.
З Рис. 5 видно, що, чим ближче до стелі, тим більше часу потрібно для набору однакової висоти.
Мал. 4 До розрахунку барограмі підйому
Мал. 5 барограмі підйому
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. 6).
Мал. 6 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. 6).
Сучасні літаки при польоті з великими швидкостями польоту мають настільки великим запасом кінетичної енергії 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. 7 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 стелею.
Якщо в горизонтальному польоті поблизу практичної стелі Ннач літак має швидкість Uнач і має кінетичної енергією. то при додатковому наборі висоти DН швидкість літака зменшиться до uкон = uЕВ (мінімальна еволютивна швидкість, при якій ще зберігається керованість) і його кінетична енергія стане рівною але зате літак придбає додаткову потенційну енергію
Після перетворень отримаємо
де Uср - середня швидкість;
Du - втрата швидкості на гірці.
Як бачимо з формули, приріст висоти за рахунок зменшення швидкості на величину Du 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.