Глава 2. ОСНОВНЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ

Двухвальная схема двигателя улучшает его эксплуатационные данные, расширяет диапазон устойчивой работы, улучшает прие­мистость и облегчает запуск. Двухконтурная схема двигателя обес­печивает экономичность на всех режимах и условиях полета в ре­зультате снижения удельного расхода топлива. Степень двухконтурности двигателя - отношение расхода воздуха, через наружный

Рис. 9. Схема двигателя Д-ЗОКП и графики измене­ния абсолютной температу­ры ТК, давления р* и ско­рости течения газов с по его

газовому тракту:

сопло

Д-ЗОКП создает на взлетном режиме тягу 12000 кгс (4 двигате­ля — 48000 кгс) на скорости, равной нулю в стандартных усло­виях. Наличие четырех двигателей с большой тягой обеспечивает хорошие взлетные характеристики самолета. При отказе одного двигателя обеспечивается безопасность продолжения взлета на трех, а также продолжение горизонтального полета на высоте не менее 8000 м при полетном весе 160 т. При отказе двух двигате­лей обеспечивается возможность продолжения полета на высоте не менее 3000 м при полетном весе 160 т и безопасная посадка на ближайшем аэродроме.

Величина тяги зависит от расхода воздуха и топлива через дви­гатель в единицу времени. Расход топлива за единицу времени составляет в среднем 1 ... 1,5% от расхода воздуха. Следовательно, можно считать, что масса газов, выходящих из двигателя, практи­чески равна массе воздуха, входящего в него.

Допустим, что давление воздуха перед входом в двигатель рав­но давлению на выходе из него. Тогда масса газовой струи, про­ходящая через двигатель, может получить ускорение только вследствие силового воздействия на эту массу. На основании треть­его закона механики масса газов, приобретая ускорение, с такой же силой действует на двигатель. Сила действия этой массы на двигатель и является его реактивной тягой Р_R.

Если обозначить скорость воздуха на входе в двигатель (ско­рость полета) через V, а скорость выхода газов из него через C₅, то изменение количества движения массы воздуха т=G/g, про­шедшей через двигатель за время t, будет равно импульсу силы P_R, действовавшей на эту массу т(С₅—V)=Р_Rt, где Р_Rt — импульс силы P_R, а т(С₅— V)=тC₅—тV — изменение количества движения массы воздуха т. Из этого выражения тяга турбореактивного двигателя будет

где т/t=т_сек—секундная масса воздуха, проходящего через дви­гатель.

Для оценки экономичности двигателя вводится понятие удель­ной тяги р_уд и удельного расхода воздуха Суд. Учитывая, что се­кундная масса воздуха, проходящего через двигатель m_сек=Gсек/g (где Ссек—секундный вес воздуха, проходящего через двигатель), то тягу двигателя можно выразить Р_R=Gсек(C₅—V)/g.

Выражение (C₅— V)/g и является удельной тягой р_уд. Как видно из формулы, удельная тяга р_уд=(C₅— V)/g численно равна тяге, получаемой при прохождении через двигатель 1 кг воздуха.

Удельный расход топлива Суд==Счас/Р_R—часовой расход топ­лива в килограммах, необходимый для получения одного кило­грамма тяги двигателя. Если удельный расход топлива Суд мень­ший, а удельная тяга р_уд больше, то двигатель более экономичен.

На рис. 10 изображена дроссельная характеристика двигателя Д-ЗОКП при скорости полета V=0 и высоте Hмса=о (t°=15С и p = 760 мм рт. ст.).

График (см. рис. 10,а) выражает зависимость тяги, а график (см. рис. 10,б) зависимость удельного расхода топлива от частоты вращения двигателя.

Основные режимы дроссельной характеристики нанесены на графиках рис. 10, а, б и даны в табл. 2 и 3.

Как видно из графиков рис. 10 и табл. 2 и 3 каждый режим характеризуется прежде всего частотой вращения ротора высоко­го давления и ротора низкого давления в % (1% оборотов для ро­тора высокого давления соответствует 109 об/мин, для ротора низ­кого давления — 53,8 об/мин).

Режим малого газа. На режиме малого газа двигатель должен работать устойчиво с оборотами 60±1% (V=0, Hмса=о). Тяга на этом режиме минимальная около 940 кгс. Частота вращения и тя­га зависят от внешних условий, а в полете и от высоты. На режиме малого газа почти вся тепловая энергия газов расходуется на вращение двигателя. Следовательно, скорость истечения газов из реактивного сопла и тяга двигателя небольшие. Часовые расходы топлива минимальны (800 кг/ч), а удельные — велики, так как тяга незначительная.

При увеличении расхода топ­лива (увеличении РУД) увеличи­вается температура газов перед турбиной, крутящий момент и частота вращения турбины двига­теля, вследствие чего компрессор увеличивает подачу воздуха. Уве­личение расхода и температуры газов вызывает увеличение тяги. На малых оборотах тяга увеличи­вается медленно, а с их ростом — быстрее. Быстрый рост тяги с увеличением расхода топлива (частоты вращения) объясняется тем, что на вращение турбины (компрессора и др.) с несколько большей частотой вращения требуется небольшой дополнительный крутящий момент турбины.

Рис. 10. Дроссельная характеристика двигателя Д-ЗОКП (У==0; 1=1УС, р==760 мм рт, ст.):

а—зависимость Р_R от n_нд ; б—зависимость С_R от пвд

Следовательно, дополнительный расход топлива и воздуха идет в основном на увеличение тяги. В этом слу­чае увеличивается секундный расход воздуха в результате увели­чения частоты вращения компрессора, увеличивается давление газов перед турбиной и скорость их истечения из реактивного сопла.

Удельный расход топлива резко падает, так как тяга возраста­ет в большей степени, чем часовые расходы топлива. Минимальные удельные расходы топлива будут при крейсерских режимах работы двигателя (см. рис. 10,6).

При частоте вращения ротора высокого давления около 79% происходит скачкообразное изменение параметров двигателя по причине закрытия клапанов перепуска воздуха в наружный контур из 5-й и 6-й ступени компрессора высокого давления, при этом тя­га скачкообразно возрастает, а удельный расход топлива также скачкообразно уменьшается.

При выходе двигателя на взлетный режим часовые расходы топ­лива, температура газов и обороты турбины становятся максималь­ными. Компрессор обеспечивает максимальную подачу воздуха. Расход газов через двигатель и скорость их истечения достигают максимума, и тяга становится максимальной пв.д=97,5 (+0.5… -1.5) %, P_Rmах=12000кгс).

При увеличении оборотов двигатель проходит следующие ха­рактерные режимы работы.

Режим 0,42 номинального характеризуется оборотами высокого давления n_вд=79,5...82% и тягой 4000—2% кгс. Этот режим явля­ется посадочным малого газа.

Режим 0,7 номинального характеризуется n_вд=86,5 ... 88,5%. P_R=6650 кгс. Необходимо помнить, что на этом режиме произво­дится прогрев двигателя.

Режим 0,9 номинальною характеризуется n_вд=90. ..92% и P_R=8550 кгс. Это наибольший режим, который можно эксплуати­ровать без дополнительных ограничений по времени в каждом полете.

Номинальный режим характеризуется n_вд==93±1%, P_R=9500 кгс. На номинальном режиме производится набор высоты. Горизонтальный полет при необходимости можно выполнять на номинальном режиме.

Взлетный режим характеризуется максимальной тягой n_вд=97,5%, P_R=12000 кгс. На этом режиме производится взлет самолета и уход на второй круг. Он может быть использован с ограничением по времени в крайне трудных условиях полета (по­лет и заход на посадку на одном двигателе). Взлетным режимом непрерывно можно пользоваться не более 5 мин. В особых случаях полета допускается не более 15 мин.

При эксплуатации двигателя необходимо учитывать, что вели­чина тяги, частоты вращения и температуры газов на каждом ре­жиме в значительной степени зависят от температуры воздуха и атмосферного давления. На рис.11 показана зависимость тяги Д-30КП на взлётном режиме от температуры воздуха при различ­ном атмосферном давлении.

Из графиков (рис. 11) вид­но, что при увеличении темпе­ратуры воздуха до 15° С при постоянном атмосферном давле­нии 760 мм рт. ст. тяга почти не изменяется (незначительно увеличивается). При дальней­шем увеличении температуры
Рис.11 Зависимость тяги на взлётном режиме от температуры воздуха при различном атмосферном давлении

воздуха тяга резко уменьшается вследствие уменьшения расхода воздуха через двигатель, понижения степени повышения давления компрессора и уменьшения подачи топлива с целью сохранения по­стоянной (максимальной) частоты вращения двигателя и темпера­туры газов перед турбиной.

Рассмотрим характер изменения тяги на малых и больших обо­ротах с позиции летной эксплуатации самолета. Согласно требо­ваниям НЛГС приемистость двигателя характеризуется следующи­ми данными. При переводе РУД на земле с режима малого газа до взлетного за 1 -2 с, двигатель устанавливает взлетные оборо­ты за 7... 10 с, а в полете с режима малого полетного газа (0,42 номинала) за 4... 7 с. Тяга двигателя до оборотов высокого дав­ления (79%) будет расти медленно (в среднем на 1% увеличе­ния оборотов рост тяги составляет около 100 кгс). При увеличе­нии оборотов с 79% до взлетных 97,5% тяга растет значительно быстрее (в среднем на 1% оборотов тяга увеличивается в среднем на 490 ... 500 кгс). Эту особенность приемистости и изменения тяги следует учитывать на снижении при заходе на посадку и осо­бенно при уходе на второй круг.
2.3. Зависимость тяги двигателя и удельного расхода топлива от скорости полета
Зависимость тяги и удельного расхода топлива от скорости полета на различных режимах работы двигателя показана на рис. 12. Рассмотрим зависимость тяги и удельного расхода топлива от скорости полета на взлетном режиме. Если скорость самолета равна нулю и двигатель Д-30КП работает на оборотах 97,5%, то тяга его максимальная и рав­на 12000 кгс. При увеличении скорости тяга сначала несколь­ко уменьшается. Это объясня­ется тем, что на малых скорос­тях полета секундный расход воздуха (m_сек) и скорость ис­течения газов из двигателя С₅) практически не изменяется, а скорость полета V возрастает.

При дальнейшем увеличе­нии скорости скоростной напор (динамическое давление) воз­духа перед двигателем увеличивается, вследствие чего увеличивается секундный рас­ход и скорость истечения газов С₅. Причём скорость С₅, возрастает дополнительно, так как при увеличении т_сек автоматически увеличивается и расход топли­ва для поддержания постоянной температуры газов перед турби­ной двигателя. Такое изменение m_сек и V сначала замедляет паде­ние тяги, а при больших скоростях особенно на больших высотах она начинает возрастать, так как скоростной напор воздуха растет пропорционально квадрату скорости. Удельный расход топлива при этом непрерывно увеличивается, особенно на малых скоростях.

Такой характер изменения тяги и удельного расхода воздуха от скорости происходит и на всех режимах двигателя меньше взлет­ного.

При работе двигателя на режиме малого газа вследствие умень­шения тяги уже на скорости 400—450 км/ч она становится равной нулю, а на больших скоростях становится отрицательной.

Обратная (реверсивная) тяга при увеличении скорости полета увеличивается. Если при V=0 она была равна —3800 кгс, то при скорости 200 км/ч она становится —5200 кгс, а при V=250 км/ч Р_R=- 5500 кгс (см. рис. 12).
2.4. Зависимость тяги двигателя и

удельного расхода топлива от высоты полета
З
ависимость тяги двигателя и удельного расхода топлива от высоты изображена на рис. 13. На рис. 13,а показана зависимость тяги и удельного расхода топлива от высоты полета для различ­ных чисел М, а на рис. 13,б—зависимость тяги и удельного расхо­да топлива от оборотов при различных числах М на высоте 11000м.

Рассмотрим зависимость тяги и удельного расхода топлива с поднятием на высоту в тропосфере. Так как тяга двигателя при постоянной температуре уменьшается пропорционально падению давления, то с поднятием на высоту в тропосфере она уменьшилась бы так, как уменьшается давление. Но уменьшение температуры при увеличении высоты в тропосфере (до II 000 м) вызывает замед­ления падения плотности воздуха и увеличение степени сжатия компрессора двигателя, вследствие чего замедляется падение тяги. Кроме того, понижение температуры наружного воздуха замедля­ет уменьшение расхода топлива для поддержания постоянной температуры газов в камере сгорания, а это в свою очередь замедляет падение давления газов в камере сгорания по сравнению с паде­нием давления в атмосфере, вследствие чего увеличивается ско­рость истечения газов С₅. Поэтому тяга реактивного двигателя с поднятием на высоту в тропосфере уменьшается не только медлен­нее давления, но и медленнее плотности воздуха. Такой характер уменьшения расхода топлива в единицу времени и тяги двигателя приводит к уменьшению удельного расхода топлива.

Рассмотрим изменение тяги и удельного расхода топлива при постоянной температуре воздуха и скорости полета, но при умень­шении атмосферного давления (это имеет место на высотах более II 000 м). В этом случае пропорционально падению давления будут уменьшаться плотность и секундный расход воздуха, проходя­щего через двигатель. Скорость истечения газов из двигателя и прирост скорости (С₅-V) изменяться не будут. Это объясняется следующим. Пусть давление, а следовательно, плотность и секундный расход воздуха уменьшились в два раза. Во столько же раз уменьшится избыточное давление воздуха перед компрессором двигателя и за ним, так как они пропорциональны скоростному напору, а температура в атмосфере и температура газов в камере сгорания поддерживается постоянной. В нашем примере вдвое меньшее избыточное давление действует на вдвое меньшую массу газа, следовательно, эта масса приобретает такую же скорость ис­течения, какая была до понижения атмосферного давления.

Можно сделать вывод, что при постоянной скорости полета и скорости истечения газов из двигателя С₅ тяга уменьшается пропор­ционально С₅, который при постоянной температуре воздуха уменьшается пропорционально падению давления. Тяга в этом случае уменьшается пропорционально падению давления.

Расход топлива в единицу времени автоматически уменьшается пропорционально уменьшению расхода воздуха, так как подогрев его осуществляется на одинаковое число градусов. Значит удель­ный расход топлива не изменяется (часовой расход топлива и тяга двигателя уменьшаются а одинаковой степени). При полете в стра­тосфере тяга с поднятием на высоту уменьшается пропорциональ­но падению давления, а удельный расход топлива остается посто­янным.

Глава 3. ГОРИЗОНТАЛЬНЫЙ ПОЛЕТ
3.1. Скорость и тяга, потребные для горизонтального полета

С
хема сил, действующих на самолет в горизонтальном полете, изображена на рис. 14.

Y=CySV²/2=G (3.1.)

X=CxSV²/2=Pг.п. (3.2.)

Скорость, потребная для горизонтального полета Vг.п, обеспе­чивает создание подъемной силы, равной полетному весу самолета. Величину потребной скорости можно определить из условия гори­зонтального полета (3.1). Решив это уравнение относительно Vг.п; получим выражение скорости, потребной для горизонтального по­лета

Vгп=2G/(CyS)

Тяга, потребная для горизонтального полета Ргп, определяется из условия Х=Рг.п. Разделив почленно уравнение (3.1) на (3.2), получим У/Х=G/Рг.п=К. Из этого выражения следует, что тяга потребная для горизонтального полета Рг.п= G/К..

Как видно из формулы, величины скорости и тяги, потребных для горизонтального полета, зависят от веса самолета, угла атаки и высоты полета. Рассмотрим их зависимость от угла атаки.

1. При увеличении угла атаки самолета до критического (кр=20°) коэффициент аэродинамической подъемной силы Су возрастает. Для сохранения подъемной силы, равной полетному весу самолета, скорость необходимо уменьшить. При критическом угле атаки коэффициент Сумах=1,42 и скорость, потребная для гори­зонтального полета, будет минимальной.

Вычислим Vг.п min для полетного веса самолета 160000 кгс при полете на высоте, равной нулю:

Vгп=2160000/( 1,420,125300)=72,6 м/с280 км/ч,

2. При увеличении угла атаки до наивыгоднейшего аэродина­мическое качество увеличивается, а потребная тяга уменьшается.

При нв=7,5°,Кмах=15,5 потребная тяга минимальная.

Если полетный вес самолета 160000 кгс, то Pгп min=10300 кгс, при этом наивыгоднейшая скорость полета у земли будет 124 м/с или 448 км/ч.

При увеличении угла атаки больше нв вследствие уменьшения аэродинамического качества самолета потребная тяга увеличи­вается.

Если горизонтальный полет происходит на скоростях, которым соответствует число М>0,4, то вследствие сжимаемости воздуха коэффициенты Су и Сх увеличиваются, а аэродинамическое качест­во несколько уменьшается. Уменьшение аэродинамического качест­ва вызывает увеличение потребной тяги, а увеличение Су умень­шение потребной скорости на каждом угле атаки.

Для вычисления Pгп в этом случае необходимо иметь поляры режимов горизонтального полета. Для построения поляр режимов горизонтального полета берутся поляры для различных чисел М (см. рис. 5); в этой системе координат наносятся кривые, которые показывают для каждого значения Су (угла атаки) величину Сх с учетом сжимаемости воздуха. Эти кривые носят название поляр горизонтального полета (полетные поляры). Выполняя горизон­тальный полет при больших числах М на заданной высоте, самолет как бы переходит с поляры одного числа М на поляру другого чис­ла М.

Для построения поляры горизонтального полета самолета для заданного веса и высоты задаемся теми числами М, для которых построены кривые Сy=f() и поляры Су=f(Сх) (см. рис. 5). Из условия горизонтального полета

Y = Cy SV²/2=CySM²a²/2=G

вычисляем коэффициент Сугп, потребный для горизонтального полета для каждого числа М Сугп=2G/(СуSМ²а²). На полярах для различных чисел М откладываем вычисленные значения Су на оси Су и проводим горизонталь до поляры того числа М, которому со­ответствует этот Су. Соединив эти точки на всех полярах, получим поляру горизонтального полета для заданного веса и высоты. Та­кие построения выполняются для ряда высот или полетных весов (см. рис. 5).

Таким образом, поляра горизонтального полета позволяет для каждого Сугп определить значение Схгп с учетом сжимаемости воздуха при различных числах М. Влияние сжимаемости на вели­чину Схг.п проявляется при тех значениях Суг.п, при которых по­ляра горизонтального полета отклоняется от поляры для малых чисел М (М<0,4).

Для определения тяги, потребной для горизонтального полета, необходимо определить Суг.п для заданной скорости (числа М), по Суг.п на поляре горизонтального полета найти Схг.п, соответст­вующий числу М; по Сугп и Схгп найти аэродинамическое качест­во, а по весу самолета и качеству—Ргп=G/К.

Таким методом можно вычислить скорость и тягу, потребных для горизонтального полета при любом значении коэффициента Суг.п (любом числе М) и высоте полета. По значениям Vг.п и Ргп можно построить кривые потребных тяг для заданного веса само­лета и высоты полета. Следует помнить, что каждому полетному весу самолета и высоте соответствует поляра горизонтального по­лета.

Кривые потребных и располагаемых тяг позволяют определить основные летные характеристики самолета. Эти кривые строятся для различных полетных весов самолета и высот полета.

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.

Построим кривую потребных тяг самолета Ил-76Т с полетным весом 160000 кгс для Н=0 (=0,125 кгс с²/м⁴) по стандартной: атмосфере.

Порядок расчета потребных тяг для данной высоты полета (в нашем примере Н=0) следующий.

1. Задаемся рядом скоростей горизонтального полета (от 280 до 600 км/ч (600 км/ч — максимально допустимая приборная ско­рость, а на Hмса=о Vпр= Vис).

2. По формуле Суг.п=2G/(SV²) вычисляем значения Сугп, потребные для горизонтального полета на заданной скорости.

3. На поляре горизонтального полета (Н=0) находим значе­ние коэффициента Схг.п для каждого значения потребного Сугп.

4. По значениям Суг.п и Схг.п вычисляем аэродинамическое ка­чество К= Су г.п/Схг.п.

5. Вычислим тягу, потребную для горизонтального полета на. заданной скорости Рг.п= G/К.

Если есть необходимость оп­ределить углы атаки, то при любом значении Сyг.п по кри­вой Су=f() для различных чисел М можно определить зна­чения углов атаки.

Вычисления производятся для всех значений заданных скоростей и сводятся в табл. 4.


Эта таблица показывает из­менения потребной тяги гори­зонтального полета от скорости с учетом сжимаемости воздуха.

Если на оси абсцисс отло­жить скорость Vг.п, а на оси ординат силу тяги Ргп, то на основании табл. 4 можно по­строить кривую потребных тяг.

Произведя аналогичные вы­числения для других высот (2000; 4000; 8000; 10000 м), можно построить кривые потребных тяг и для этих высот.

Кривая располагаемой тяги Рр наносится на эту же систему координат. Значение тяги двигателей на каждой скорости полета на номинальном режиме определяют опытным путем. Вычислив сумму тяг четырех двигателей на каждой скорости полета, полу­чим значения располагаемых тяг. По значениям скорости и распо­лагаемой тяги строим кривую располагаемых тяг.

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

На рис. 15 изображены кривые потребных и располагаемых тяг для G=160000 кгс на H=0.

1. Для любого угла атаки  скорость, потребную для горизон­тального полета Vг.п. , тягу, потребную для горизонтального полета Pгп, располагаемую тягу при данной скорости полета Рр и запас тяги Р=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 , которому соответствует максимальная скорость горизонтального полета. Самолет Ил-76Т 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.

На высотах полета от Н=0 до 7500 м максимально допустимая приборная скорость Vmax э =600 км/ч ПР, при которой скоростной напор 1740 кгс/см².

На высотах более 7500 м величина максимально допустимой скорости ограничивается числом Мmax э =0,77. При остатке топлива менее 5000 кг Vmax э = 550 км/ч ПР.

3. Проведя касательную к кривой потребной тяги параллельно оси ординат, определим минимальную (теоретическую) скорость горизонтального полета V гп min, которая равна 280 км/ч ПР. Эта скорость соответствует критическому углу атаки кр==20°. 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(Vs) и соответствующие ей угол атаки c(s) и коэффи­циент Сyc(Сys).

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 доп и коэффициенты Судоп должны удов­летворять следующим требованиям норм лётной годности самоле­тов (НЛГС-2):

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 доп(Су доп), предупрежда­ющая о приближении сваливания или других явлений, по которым устанавливается 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.

Для предупреждения пилота о выходе самолета Ил-76Т на большие углы атаки установлен автомат углов атаки и перегрузок (АУАСП). Этот прибор настроен так, что его срабатывание проис­ходит при скоростях, имеющих запас от скорости сваливания около 1,13 Vс. Максимально допустимые углы атаки на указателе АУАСП в зависимости от числа М:

число М 0,54 и менее 0,6 0,7 0,74 0,77

угол атаки, град 15 13,5 11 10 9

Значения приборных скоростей сваливания, скоростей срабаты­вания АУАСП и минимально допустимых при различном весе са­молета с убранной механизацией крыла можно определить по гра­фикам (рис. 16). Значения этих скоростей сведены в табл. 5.

4. Проведя касательную к кривой потребной тяги параллельно оси абсцисс, определим минимальную тягу, потребную для гори­зонтального полета (Рг.п min = 10300 кгс). Минимальная потребная тяга будет при наивыгоднейшем угле атаки нв=7,5°, которому соответствует наивыгоднейшая скорость Vнв=448...450 км/ч ПР.

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

Практический диапазон скоростей (Vпрак) значительно мень­ше и включает все скорости горизонтального полета, на которых обеспечивается безопасность полета, т. е. от минимально допусти­мой скорости 1,25 Vс=350 км/ч ПР до максимально допустимой— 600 км/ч ПР. Величину практического диапазона характеризуют разностью между максимально допустимой и минимально допус­тимой приборными скоростями Vпрак==600—350==250 км/ч ПР.

6. Весь диапазон скоростей горизонтального полета делится на два режима, границей которых является наивыгоднейшая скорость Vнв = Vk_mах= 448 ... 450 км/ч ПР.

Первый режим горизонтального полета выполняется на скоростях, больших наивыгоднейшей (  нв). В этом режиме самолет

Как было указано, минимально допустимой скоростью является скорость 1,25 Vс=350 км/ч. Значение минимально допустимых скоростей для других полётных весов даны в табл.5 и на графиках рис.16.

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.

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. 17 построены кривые потребной тяги для веса самолета 160000 и 130000 кгс.

При таком изменении полетного веса, как указано на рис. 17, наблюдаются следующие изменения характерных скоростей гори­зонтального полета:

б) наивыгоднейшая скорость уменьшается с 448 до 402 км/ч ПР;

в) теоретический диапазон скоростей горизонтального полета увеличивается с 320 до 348 км/ч ПР;

г) максимальный избыток тяги при наивыгоднейшей скорости горизонтального полета увеличивается с 18600 до 23400 кгс.

Аналогичные изменения характерных скоростей горизонтально­го полета происходят на всех высотах.

3.4. 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 q=V²/2. 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 V²/2, 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 ₀/_H, т. е. V=Vпр₀/_H, и наоборот, Vпр=V/₀/_H, где значения ₀ и _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 (широкая стрелка на указателе 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

Х=СхSV²/2=Pгп=const

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. 18).

Кривые располагаемых тяг для этих же высот строятся на ос­новании результатов испытаний двигателя.

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 (см. гл. 2), кривые располагаемых тяг для различных высот показать на рис. 13.

В
следствие изменения потребной скорости, располагаемой тяги и потребной тяги для больших чисел М изменяются летные харак­теристики самолета с поднятием на высоту.
На рис. 18 и 19 показано изменение характерных скоростей го­ризонтального полета самолета Ил-76Т при полетном весе 160000 кгс с поднятием на высоту.

1. На кривой 1 (см. рис. 19) 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 полеnа 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. Величи­ны скоростей срыва у земли при различном весе самолета показа­ны на рис. 16.

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. При Н=0 Vнв=448. ..450 км/ч ПР и равна истинной. 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.