Аэродинамика самолета 1основные свойства воздуха атмосфера земли
 Скачать 4.36 Mb.
|
|
ДИАПАЗОН СКОРОСТЕЙ ГОРИЗОНТАЛЬНОГО ПОЛЕТА Диапазоном скоростей горизонтального полета называется разность между максимальной и практической минимальной скоростями на одной и той же высоте полета. Следовательно, диапазон скоростей горизонтального полета будет равен ЭК МАКС V V Д − = (4.13) Для сравнения разных самолетов пользуются понятием относительный диапазон скоростей. Относительным диапазоном скоростей называется отношение диапазона скоростей к максимальной скорости полета. Чем больше относительный диапазон скоростей, тем лучше самолет в летном отношении. В относительном диапазоне скоростей самолета находятся также характерные скорости, как экономическая, наивыгоднейшая и максимальная. ПЕРВЫЕ И ВТОРЫЕ РЕЖИМЫ ГОРИЗОНТАЛЬНОГО ПОЛЕТА В установившемся горизонтальном полете тяга силовой установки должна уравновешивать лобовое сопротивление. Это значит, что в любом режиме полета, кроме У макс , летчику необходимо задросселировать двигатель (уменьшить обороты коленчатого вала), то есть уменьшить мощность до такой степени, чтобы она сравнялась с потребной мощностью. Если после уравновешивания самолета в одном из режимов установившегося горизонтального полета скорость по какой-либо причине изменится, то поведение самолета в большей степени будет зависеть от соотношения приращения потребной мощности и располагаемой мощности задросселированного двигателя N др Интервал первых режимов - это все скорости от V макс до V эк , для которых производные мощности от скорости полета больше производной мощности задросселированного двигателя от скорости dV dN dV dN n n > . Интервал вторых режимов - это все скорости от Vэк до Vмин, для которых dV dN dV dN n n < АЭРОДИНАМИКА САМОЛЕТА 60 Это значит, что увеличение скорости горизонтального полета на первых режимах сопровождается уменьшением избытка мощности, а на вторых режимах - увеличением избытка мощности. Границей первых и вторых режимов горизонтального полета является экономическая скорость горизонтального полета, при которой устанавливается равенство dV dN dV dN ДР n = (Рис. 85). Полет самолета на первых режимах выполняется на малых углах атаки, когда крыло обтекается установившимся ламинарным воздушным потоком, самолет хорошо устойчив и управляем. Поэтому обычно пользуются первыми режимами. Для установившегося горизонтального полета на некоторой скорости V 1 в области первых режимов (Рис. 85) двигатель должен быть задросселирован до характеристики М др1. При случайном увеличении скорости горизонтального полета возникает отрицательный избыток мощности, самолет будет двигаться с торможением и вернется к исходной скорости. При уменьшении скорости избыток мощности будет направлен вперед и самолет также восстановит скорость исходного режима. Для сохранения скорости на первых режимах от летчика требуется одно - выдерживать горизонтальный полет при помощи руля высоты. Если летчику по условиям полета необходимо перейти на новую, большую скорость, в пределах первых режимов на той же высоте, то, сохраняя горизонтальный полет, он должен увеличить мощность двигателя, а для перехода на меньшую скорость горизонтального полета - уменьшить мощность силовой установки (уменьшить частоту вращения коленчатого вала). Рис. 85 Первые и вторые режимы и диапазоны скоростей горизонтального полета Полет на вторых режимах горизонтального полета происходит на больших углах атаки и на скоростях горизонтального полета, меньших, чем экономическая скорость, что связано с ухудшением обтекания крыла и понижением эффективности рулей, и тем самым ухудшением устойчивости и управляемости самолета, особенно поперечной. Поэтому летать на вторых режимах не рекомендуется. К ним прибегают лишь при некоторых тренировочных полетах и при выполнении посадки. Рассмотрим влияние изменения скорости на выполнение горизонтального полета на вторых режимах. Пусть самолет выполняет горизонтальный полет на скорости V 2 . С увеличением скорости возникает положительный избыток мощности, и если летчик не изменит режим работы двигателя и будет выдерживать горизонтальный полет, то увеличение скорости будет продолжаться, пока не наступит равновесие на новой скорости Vi, лежащей в области первых режимов. При случайном уменьшении скорости избыток лобового сопротивления над тягой вызывает торможение самолета до минимальной скорости (самолет может сорваться в штопор). Таким образом, на вторых режимах выдерживание постоянства высоты полета не обеспечивает сохранение скорости. При выполнении длительного полета на вторых режимах для восстановления исходной скорости летчику необходимо либо изменением режима работы двигателя (при увеличении скорости тягу необходимо уменьшить, а при уменьшении скорости - увеличить), либо изменением угла наклона траектории полета восстановить заданную скорость горизонтального полета. Во втором случае траектория полета будет не прямолинейной, а волнообразной. В области вторых режимов для увеличения скорости горизонтального полета необходимо сначала увеличить мощность двигателя, а затем, когда скорость начнет возрастать, уменьшить ее. Для уменьшения скорости горизонтального полета следует несколько задросселировать двигатель (уменьшить частоту вращения коленчатого вала), чтобы скорость начала падать, после чего увеличить мощность до потребной. То есть на вторых режимах горизонтального полета требуется двойное движение рычагом управления дроссельной заслонкой карбюратора. АЭРОДИНАМИКА САМОЛЕТА 61 Исходя из вышесказанного, можно сделать вывод, что допускать уменьшение скорости ниже экономической не следует. Иначе говоря, для самолетов Як-52 и Як-55 экономическая скорость является практически минимальной скоростью горизонтального полета. Разность между скоростью V ГП , которую летчик выдерживает в горизонтальном полете, и экономической скоростью называется запасом скорости ∆V : ∆V=V ГП -V ЭК. (4.14) В полете на малой высоте рекомендуется иметь запас скорости (для самолета Як-52 Vмин=170 км/ч), равный примерно 20...30% экономической скорости горизонтального полета. Из сказанного ясно, что в летной практике запас скорости имеет большое значение. Имея достаточный запас скорости, летчик гарантирован от неожиданного попадания в интервал вторых режимов, следовательно, и от опасности потери скорости. ЭВОЛЮТИВНАЯ СКОРОСТЬ ПОЛЕТА Эволютивная скорость летательного аппарата - минимальная скорость, на которой самолет имеет возможность выполнять некоторые минимальные эволюции (маневры) Для неманевренных самолетов различают минимальную эволютивную скорость: при разбеге, взлете, посадке и при уходе на второй круг. ВЛИЯНИЕ ВЫСОТЫ НА ПОТРЕБНЫЕ СКОРОСТИ ГОРИЗОНТАЛЬНОГО ПОЛЕТА. ГРАФИК ПОТРЕБНЫХ И РАСПОЛАГАЕМЫХ МОЩНОСТЕЙ ДЛЯ РАЗЛИЧНЫХ ВЫСОТ Воспользовавшись формулой (4.11), найдем зависимость потребной мощности от высоты полета. После преобразований получим , 0 0 Н Н N N ρ ρ = (4.15) Где N Н - потребная мощность горизонтального полета на заданной высоте Н; N 0 - потребная мощность горизонтального полета у земли. Из формулы видно, что при неизменном угле атаки потребная для горизонтального полета мощность будет увеличиваться с высотой пропорционально 0 Н ρ ρ Рис. 86 Кривые потребных и располагаемых мощностей для различных высот полета АЭРОДИНАМИКА САМОЛЕТА 62 Рис. 87 Изменение характерных скоростей горизонтального полета с подъемом на высоту самолета с поршневой силовой установкой Полет на наивыгоднейшем угле атаки и соответствующих ему максимальном качестве k МАКС и наивыгоднейшей скорости при увеличении высоты полета потребует увеличения потребной мощности, так как наивыгоднейшая скорость с поднятием на высоту растет пропорционально 0 Н ρ ρ Однако отношение υ П N для всех высот сохранится постоянным, потому что 0 0 0 0 0 0 0 соnst N N N tg П П H П H П П = = = = υ ρ ρ υ ρ ρ υ ϕ (4.16) Из этого следует, что кривые для различных высот полета будут иметь общую касательную, проведенную из начала координат (Рис. 86). Кривые располагаемых мощностей снимаются с характеристик двигательных установок с учетом КПД воздушного винта. У самолетов с высотными поршневыми двигателями располагаемая мощность увеличивается до расчетной высоты, вследствие этого увеличивается и максимальная скорость полета. Выше расчетной высоты располагаемая мощность уменьшается, уменьшается и υ макс (Рис. 87). С увеличением высоты полета до расчетной увеличивается и избыток мощности. Дальнейшее увеличение высоты полета сопровождается уменьшением избытка мощности ∆ N , который на потолке самолета обращается в нуль. ВЛИЯНИЕ МАССЫ САМОЛЕТА НА ПОТРЕБНЫЕ СКОРОСТИ. Удельная нагрузка на крыло в полете меняется в зависимости от количества горючего (его расхода). Рассмотрим горизонтальный полет самолета Як-52 при изменении нагрузки, но при одинаковом угле атаки и на одной высоте. Пусть полетный вес уменьшается, но условие горизонтального полета сохраняется (Y=G), поэтому соответственно необходимо уменьшить подъемную силу. Это можно выполнить либо уменьшением угла атаки, либо путем уменьшения скорости до величины V 1 Если известна потребная скорость V при расчетном весе G, то вычислить потребную скорость при новом весе можно по формуле , 2 2 1 1 S Cy G V и S Cy G V ρ ρ = = разделив второе выражение на первое и сократив, получим , 1 1 1 1 G G V V G G V V = = (4.17) Из формулы видно, что при уменьшении полетного веса потребная скорость уменьшается пропорционально квадратному корню отношения весов (плотность воздуха неизменна). При уменьшении веса на самолетах Як-52 и Як-55 потребная скорость горизонтального полета уменьшается. АЭРОДИНАМИКА САМОЛЕТА 63 Задача. Летчик выполняет перелет на высоте 500 м. Первоначальный полетный вес составлял 1240 кгс Скорость полета V=240 км/ч. К концу перелета израсходовано 80 кгс горючего. Какова величина необходимой скорости горизонтального полета при том же угле атаки и той же высоте полета. Решение 1 Определим вес самолета без израсходованного горючего. Он составляет 1160 кгс. 2 Определим необходимую скорость для сохранения горизонтального полета по формуле (725) / 6 , 225 1240 1160 240 1 ч км V = = Потребная скорость для сохранения горизонтального полета при том же угле атаки и при той же высоте полета составляет 225,6 км/ч. Изменение полетного веса влияет также и на другие летные качества самолета. Рассматривая кривые потребных мощностей для разного веса самолета, можно сделать выводы: при увеличении веса самолета его минимальная посадочная, экономическая и наивыгоднейшая скорости увеличиваются, максимальная скорость уменьшается по причине увеличения угла атаки, необходимого для поддержания веса самолета в горизонтальном полете; с увеличением полетного веса диапазон скоростей уменьшается вследствие уменьшения максимальной скорости и увеличения экономической; с увеличением полетного веса уменьшается потолок самолета вследствие уменьшения избытка мощности. Анализируя вышесказанное, можно сделать вывод, что с увеличением полетного веса самолета его летные характеристики ухудшаются, а с уменьшением веса самолета - улучшаются. АЭРОДИНАМИКА САМОЛЕТА 64 ПОДЪЕМ САМОЛЕТА Подъем является одним из видов установившегося движения самолета, при котором самолет набирает высоту по траектории, составляющей с линией горизонта некоторый угол. Установившийся подъем - это прямолинейный полет самолета с набором высоты с постоянной скоростью. Режим подъема характеризуется следующими параметрами: - скоростью по траектории - скорость подъема υ ; - углом наклона траектории подъема к горизонту - угол подъема θ ; - вертикальной составляющей скорости подъема - вертикальная скорость υ у. СХЕМА СИЛ, ДЕЙСТВУЮЩИХ НА САМОЛЕТ НА ПОДЪЕМЕ Рассмотрим прямолинейный установившийся подъем самолета, траектория которого наклонена к горизонту под некоторым углом θ , называемым углом подъема. При подъеме на самолет действуют следующие силы (Рис. 88): - сила тяги Р - в направлении движения; -сила лобового сопротивления Q - в направлении, обратном движению; - составляющая сила веса G 2 в направлении, обратном направлению движения; - в направлении, перпендикулярном к траектории полета, действуют подъемная сила Y и составляющая силы веса G 1 Так как подъем является плоским поступательным установившимся движением, то все силы, действующие на самолет, приложены в его центре тяжести. Для выполнения условия равномерности и прямолинейности подъема самолета все действующие на него силы должны быть взаимно уравновешены. Следовательно, условием прямолинейности движения при подъеме является равенство сил Y и G 1 cos 1 θ ⋅ = = G G Y (5.1) Условием равномерности движения самолета будет равенство сил, действующих вдоль траектории: θ sin 2 ⋅ + = + = G Q G Q P . (5.2) При нарушении одного из этих равенств движение не будет прямолинейным и равномерным, так как появившиеся неуравновешенные силы будут искривлять траекторию в первом случае и ускорять или замедлять движение самолета во втором. Рис. 88 Схема сил на подъеме У=Gcos θ - условие прямолинейности P= Q =G sin θ - условие равномерности Из анализа уравнений сил при подъеме можно сделать следующие выводы: АЭРОДИНАМИКА САМОЛЕТА 65 - подъемная сила при подъеме меньше, чем в горизонтальном полете на том же угле атаки, так как она уравновешивает только часть веса самолета; - потребная сила тяги при подъеме больше, чем в горизонтальном полете на том же угле атаки, потому что кроме лобового сопротивления она уравновешивает составляющую веса самолета G 2 . Таким образом, подъем совершается не за счет увеличения подъемной силы крыла, а за счет увеличения силы тяги. С увеличением угла подъема θ составляющая веса G, направленная перпендикулярно к траектории подъема, уменьшается, следовательно, должна быть меньше и уравновешивающая ее подъемная сила Y, При этом составляющая веса G 2 увеличивается, что требует увеличения тяги силовой установки. Увеличение же силы тяги при подъеме возможно только при наличии ее избытка. Важной характеристикой самолета является его тяговооруженность - отношение максимальной располагаемой тяги у земли к весу самолета. G P = ϕ (5.3) У современных самолетов с ТРД тяговооруженность достаточно высокая и может достигать единицы и более: - у самолета МИГ-17 ϕ = 0,52, - у самолета Л-29 ϕ = 0,34. Если бы силовая установка обладала тягой, превышающей сумму веса самолета и его лобового сопротивления, то самолет мог бы выполнять установившийся вертикальный подъем ( θ = 90°). СКОРОСТЬ, ПОТРЕБНАЯ ДЛЯ ПОДЪЕМА Скоростью, потребной для подъема самолета υ под , называется скорость, необходимая для создания подъемной силы, уравновешивающей составляющую веса, перпендикулярную траектории подъема на данном угле атаки. Из условия прямолинейности движения можно определить величину потребной для подъема скорости. Y =G cos θ Подставив в это уравнение значение подъемной силы, получим cos 2 2 θ ρυ ⋅ = G S Cy ПОД (5.4) Из уравнения (5.4) находим cos 2 θ ρ υ ⋅ ⋅ = S Cy G ПОД (5.5) Так как выражение S Cy G ⋅ ρ 2 - есть численная величина потребной скорости горизонтального полета υ ГП то формула (5.5) примет вид cos θ υ υ ГП ПОД = (5.6) Величина θ сos всегда меньше единицы, поэтому можно сделать вывод, что для выполнения подъема самолета требуется меньшая скорость, чем при горизонтальном полете на том же угле атаки. Для небольших углов подъема (до θ = 20°) потребная скорость для подъема самолета незначительно отличается от потребной скорости горизонтального полета на том же угле атаки. Поэтому при подъеме с углом θ , не превышающим 20 - 25°, можно принимать, что скорость, потребная для подъема, равна скорости, потребной для горизонтального полета. АЭРОДИНАМИКА САМОЛЕТА 66 ТЯГА И МОЩНОСТЬ, ПОТРЕБНЫЕ ПРИ ПОДЪЕМЕ Тяга, необходимая для того, чтобы уравновесить силу лобового сопротивления и составляющую веса Gg при подъеме самолета на данном угле атаки, называется потребной тягой для подъема. Из условия равномерности движения можно определить величину тяги, потребной для подъема. sin θ ⋅ + = G Q Р ПОД (5.7) Если совершать подъем самолета на тех же углах атаки, что и горизонтальный полет, то лобовое сопротивление при подъеме будет численно равно потребной тяге горизонтального полета. Уравнение (5.7) в этом случае можно записать так: θ sin ⋅ + = G Р Р ГП ПОД |