Учебное пособие основы полета (аэродинамика самолета Боинг-757-200) Москва -2013г

Кривые потребных и располагаемых тяг

Кривая потребной тяги показывает зависимость тяги, потребной для горизонтального полета, от скорости полета.

Кривая располагаемой тяги показывает зависимость располагаемой тяги силовой установки самолета от скорости полета. Располагаемая тяга силовой установки самолета – это сумма тяг всех двигателей при работе их на номинальном режиме.

Имея кривые потребных и располагаемых тяг до заданного полётного веса и высоты полета, можно определить основные летные данные самолета при этих условиях.

Рис.18
По кривым потребных и располагаемых тяг можно определить следующее.

1. Для любого угла атаки (α) скорость, потребную для горизонтального полета (Vгп), тягу, потребную для горизонтального полета (Pгп), располагаемую тягу при данной скорости полета (Рр) и запас тяги DР=Рр – Pгп. Используя эти значения, можно определить летные характеристики самолета на этом же угле атаки в режиме набора высоты и других режимах полета.

2. Правая точка пересечения кривых потребных и располагаемых тяг дает угол атаки (a), которому соответствует максимальная скорость горизонтального полета. Самолет по условиям прочности имеет ограничение по приборной скорости (скоростному напору), а на больших числах М ограничения по устойчивости и управляемости, поэтому выполнять горизонтальный полет на максимальной скорости запрещается.

3. Проведя касательную к кривой потребной тяги параллельно оси ординат, определим минимальную (теоретическую) скорость горизонтального полета V гп min. Эта скорость соответствует критическому углу атаки a_кр. Такую скорость в полете допускать не разрешается по условиям устойчивости и управляемости самолета. Для определения минимально допустимой приборной скорости, обеспечивающей безопасность полёта, предварительно в процессе летных испытаний определяется при различной конфигурации самолета приборная скорость сваливания Vc и соответствующие ей угол атаки ac и коэффициент Сyc.

Под сваливанием понимается возникшее в результате отрыва потока на крыле непроизвольное апериодическое или колебательное движение самолета относительно любой из трех осей со сравнительно большими, заметными для пилота средней квалификации, амплитудами угловых скоростей и (или) угловых ускорений, не парируемое без уменьшения угла атаки самолета.

Минимально допустимые приборные скорости Vmin доп, соответствующие им углы атаки a_доп и коэффициенты Судоп должны удовлетворять следующим требованиям норм лётной годности самолетов:

– не должно возникать самопроизвольных колебаний самолета, которые нельзя немедленно парировать рулями;

– должна быть обеспечена приемлемая управляемость самолетом по тангажу, крену и рысканью;

– должен быть обеспечен запас по углу атаки (от угла атаки сваливания) не менее 3°;

– не должно быть тряски, угрожающей прочности конструкции или затрудняющей пилотирование;

– не должно возникать также особых нарушений работы силовой установки и систем, которые требуют немедленных действий пилота по восстановлению их нормальной работы либо немедленного уменьшения угла атаки;

– не должны появляться признаки неустойчивой работы двигателей;

– должна быть обеспечена естественная, либо искусственная сигнализация пилоту о выходе самолета на a_доп (Су доп), предупреждающая о приближении сваливания или других явлений, по которым устанавливается a_доп (Су доп);

– производная линейного перемещения штурвальной колонки по коэффициенту подъемной силы самолетах X_шт^Сy должна быть отрицательной, т.е. при отклонении штурвальной колонки «на себя» угол атаки и коэффициент Су должны увеличиваться и наоборот.

4. Проведя касательную к кривой потребной тяги параллельно оси абсцисс, определим минимальную тягу, потребную для горизонтального полета (Ргп min). Минимальная потребная тяга будет при наивыгоднейшем угле атаки a_нв, которому соответствует наивыгоднейшая скорость Vнв.

5. Все скорости, на которых теоретически возможен горизонтальный полет, составляют теоретический диапазон скоростей горизонтального полета (DV), т.е. от минимальной скорости до максимальной.

Практический диапазон скоростей (DV_прак) значительно меньше и включает все скорости горизонтального полета, на которых обеспечивается безопасность полета, т.е. от минимально допустимой скорости 1,25 Vс до максимально допустимой. Величину практического диапазона характеризуют разностью между максимально допустимой и минимально допустимой приборными скоростями DVпрак = Vмакс доп – Vмин доп.

6. Весь диапазон скоростей горизонтального полета делится на  два режима, границей которых является наивыгоднейшая скорость Vнв.

Первый режим горизонтального полета выполняется на скоростях, больших наивыгоднейшей (a_нв). В этом режиме самолет имеет достаточно хорошую устойчивость и управляемость на числах М не более Ммах доп. Первый режим ограничен числом Мmах э и Vmах э. Ко второму режиму относятся скорости горизонтального полета, меньшие наивыгоднейшей. В этом режиме значительно ухудшается продольная и боковая устойчивость и управляемость самолета. Кроме того, при выходе на большие углы атаки наблюдается тряска, которая затрудняет управление самолетом, но вместе с этим и является предупредительным сигналом пилоту о наличии больших углов атаки (второго режима).

 При выполнении полёта на современном транспортном самолёте полётный вес значительно уменьшается вследствие выгорания топлива. Такое изменение полётного веса вызывает значительное изменение лётных характеристик самолёта.

Для выполнения горизонтального полёта с меньшим полётным весом необходима меньшая подъемная сила, а значит, при том же угле атаки и высоте полета необходима меньшая скорость и тяга.

Примечание: G1> G2

Рис.19
Для оценки изменения летных характеристик самолета при уменьшении полетного веса удобно построить кривые потребных тяг для различных весов на одном и том же графике. Располагаемая тяга на любой скорости полета остается величиной постоянной. Уменьшение потребной скорости и тяги при уменьшении веса самолета вызывает перемещение каждого угла атаки и всей кривой потребной тяги в системе координат влево и вниз.

На рис.19 построены кривые потребной тяги для различного веса самолета.

При таком изменении полетного веса, как указано на рис.19, наблюдаются следующие изменения характерных скоростей горизонтального полета:

а) максимальная скорость горизонтального полета уменьшается;

б) наивыгоднейшая скорость уменьшается;

в) теоретический диапазон скоростей горизонтального полета увеличивается;

г) максимальный избыток тяги при наивыгоднейшей скорости горизонтального

полета увеличивается.

Аналогичные изменения характерных скоростей горизонтального полета происходят на всех высотах.
Влияние высоты на летные данные самолета

 Рассмотрим горизонтальный полет на различных высотах при одном и том же полетном весе и угле атаки.

При выполнении горизонтального полета на любой высоте необходимо обеспечить равенство подъемной силы и веса самолета. Для выполнения этого условия при постоянном весе и угле атаки на большей высоте, где плотность воздуха меньше, истинная скорость горизонтального полета должна быть больше, но приборная скорость одна и та же.

Сохранение приборной скорости при любом постоянном угле атаки на различных высотах объясняется тем, что приборная скорость замеряет динамическое давление:

С поднятием на высоту для сохранения Y=G при постоянном угле атаки (Су= const) квадрат истинной скорости полета увеличивается во столько раз, во сколько раз уменьшается плотность воздуха, а значит, динамическое давление и приборная скорость остаются постоянными. Это хорошо видно из выражения ρV²/2, получаемого из уравнения Y= G; правая часть не зависит от высоты, т.е. динамическое давление и приборная скорость с высотой не меняются.

Учитывая это, можно установить связь между истинной и приборной скоростями. Для определения истинной скорости необходимо значение приборной скорости умножить на высотный коэффициент:

 , т.е  и наоборот,

 где значения ρ₀ и ρ_Н берутся из таблицы стандартной атмосферы.

Сохранение приборной скорости при любом постоянном угле атаки на всех высотах при одном и том же весе самолета имеет большое значение и в обеспечении безопасности полета, так как позволяет пилоту определять режим полета (угол атаки). Так, например, минимально допустимые скорости полета для всех высот устанавливаются по величине приборной скорости.

Тяга, потребная для горизонтального полета на малых числах М, от высоты (плотности воздуха) не зависит. Это объясняется следующим. Полет при постоянном угле атаки (Сх=const) с данных полетным весом (G=const) на всех высотах выполняется на одной и той же приборной скорости, а значит, при одном и том же динамическом давлении. Следовательно, сопротивление самолета при таких условиях не изменяется, и тяга, потребная для горизонтального полета, остается величиной постоянной:

Таким образом, под действием одной и той же тяги горизонтальный полет на заданном угле атаки при постоянном полетном весе на больших высотах выполняется на одной и той же приборной скорости, что и у земли, но с большей истинной скоростью.

Так как с поднятием на высоту скорость звука уменьшается, а истинная скорость полета при постоянной приборной увеличивается, то увеличивается и число М. Учитывая это, можно утверждать, что постоянство потребной тяги и приборной скорости (угла атаки) будет сохраняться до той высоты, до которой число М будет оставаться меньшим 0,4, т.е. пока можно еще пренебрегать влиянием сжимаемости воздуха.

Если при заданной приборной скорости (угле атаки) число М горизонтального полета станет больше 0,4, то потребная тяга увеличится, так как вследствие сжимаемости воздуха коэффициент Сх на этом угле атаки и сопротивление самолета увеличатся.

Для определения летных характеристик самолета с заданным полётным весом на различных высотах полета пользуются кривыми потребных и располагаемых тяг для этих высот.


Рис. 20

Так как с поднятием на высоту скорость, потребная для горизонтального полета, при любом постоянном угле атаки увеличивается, а потребная тяга не изменяется (за исключением больших чисел М), то кривые потребных тяг на графике смещаются вправо с поправкой на сжимаемость воздуха при больших числах М.

Располагаемая тяга силовой установки самолета с поднятием на высоту уменьшается.

Вследствие изменения потребной скорости, располагаемой тяги и потребной тяги для больших чисел М изменяются летные характеристики самолета с поднятием на высоту.

Рис. 21

1. На кривой 1 (см. рис. 21) показано изменение истинной максимальной скорости горизонтального полета при приборной скорости 600 км/ч и числе М=0,77, причем на Н=7500 м на V=600 км/ч ПР число М= 0,77.

2. Минимальная (теоретическая) скорость горизонтального полета соответствует критическому углу атаки. Эта скорость практически равна скорости срыва Vс, определяемой летными испытаниями. На кривой 5 показано изменение минимальной истинной скорости горизонтального полета при изменении высоты. Полет на минимальной скорости, соответствующий критическому углу атаки будет до H=4500 м, а на больших высотах угол атаки станет меньше критического, так как располагаемая тяга силовой установки станет меньше потребной для горизонтального полета. Угол атаки, соответствующий этой скорости, будет уменьшаться.

Для обеспечения безопасности полета на всех высотах устанавливается минимально допустимая приборная скорость, равная 1,25 Vс (кривая 4).

Как видно из графиков минимальная и минимально допустимая истинные скорости с увеличением высоты увеличиваются.

3. Изменение теоретического и практического диапазона скоростей с поднятием на высоту показано соответственно кривыми 1–5 и кривыми 1–4.

4. На кривой 3 показано изменение наивыгоднейшей истинной скорости горизонтального полета. С увеличением высоты наивыгоднейшая истинная скорость увеличивается.

5. Кривая 2 показывает увеличение истинной скорости при наборе высоты со скоростью Vнаб=530 км/ч ПР и ее уменьшение при числе М=0,73.