Режим наиболее крутого подъема

Определяется проведением касательной к поляре скоростей из начала координат. Для самолета Як-52 при оборотах двигателя п=100%, на высоте полета Н=500 м и Vnp=140 км/ч- макс=12°. Для самолета Як-55 при оборотах двигателя п=100%, на высоте полета Н=500 м и Vnp=115 км/ч- макс=22°.

Этот режим подъема применяется, когда необходимо «перетянуть» самолет через близко расположенное препятствие.

На поляре скоростей подъема также можно найти режим максимальной теоретической скорости подъема (определяется проведением касательной дуги к поляре скоростей подъема с центром в начале координат).

Границей первых и вторых режимов подъема, как и в горизонтальном полете, для самолетов Як-52 и Як-55 является экономическая скорость.

Режимы подъема в диапазоне скоростей от , для которых >0, называются вторыми.

Первые режимы подъема имеют место в диапазоне скоростей от V_ЭК до V_МАКС, для которых <0.

Кроме особенностей, рассмотренных выше применительно к горизонтальному полету, для вторых режимов установившегося подъема характерно так называемое обратное действие руля высоты, отклонение руля высоты вверх (взятие ручки управления самолетом на себя) в конечном счете приводит не к увеличению, как в первом режиме, а к уменьшению угла наклона траектории (Рис. 3).

При взятии ручки управления на себя угол атаки увеличивается, подъемная сила Y возрастает и траектория сначала искривляется вверх, т. е. угол подъема увеличивается. Однако самолет не имеет возможности уравновеситься на более крутой траектории, так как избыток тяги DP₁, имевшийся в исходном режиме полета и уравновешивающий составляющую веса G sin ₁, окажется недостаточным для уравновешивания возрастающей составляющей силы веса самолета при новом увеличенном угле подъема

Скорость, а значит, и подъемная сила начинают уменьшаться, а траектория, ставшая сразу после взятия ручки управления на себя более крутой, будет постепенно (по мере падения скорости) отклоняться вниз. Так как на вторых режимах избыток тяги с уменьшением скорости уменьшается, то равенство DР₂=Gsin будет достигнуто лишь при новом угле наклона траектории .

На первых режимах подъема взятие ручки управления самолетом на себя сопровождается увеличением угла подъема, так как уменьшение скорости (после взятия ручки управления на себя) вызывает увеличение избытка тяги, а большему избытку тяги соответствует более крутой подъем самолета.

Рис. 3 1-е и 2-е режимы подъема

БАРОГРАММА ПОДЪЕМА

Важной характеристикой скороподъемности самолета является барограмма подъема, которая представляет собой график, показывающий время, затрачиваемое на набор той или иной высоты на режиме максимальной вертикальной скорости подъема.

Барограмму подъема можно получить практически в полете с помощью барографа (бароспидографа) или путем записи показаний высотомера через определенные промежутки времени. Барограмму можно построить и расчетным путем, используя график изменения вертикальной скорости подъема по высоте.

С помощью барограммы подъема можно определять время набора любой высоты.

Для построения барограммы подъема расчетным путем нужно иметь график uy = f(H) (Рис. 4). Расчет проводится в следующем порядке.

1. Разделяем всю набираемую высоту (до теоретического потолка) на ряд участков (Н₁,Н₂,Н₃,Н₄ и т. д.) с таким расчетом, чтобы вертикальные скорости в начале и конце участка отличались по величине не более чем в 1,5 раза.

2. По графику uу = f{H} находим значения вертикальной скорости на границе каждого участка. Полученные данные заносятся в таблицу.

3. Для каждого участка находим u_УСР - среднюю скорость вертикального подъема.

4. Вычисляем продолжительность подъема на каждом участке по формуле

. (5.11)

5. Складывая нарастающим итогом величины Dt, получим время набора той или иной высоты.

Для удобства пользования время выражаем в минутах.

По полученным данным ci роится барограмма подъема.

Из Рис. 5 видно, что, чем ближе к потолку, тем больше времени требуется для набора одинаковой высоты.

Рис. 4 К расчету барограммы подъема

Рис. 5 Барограмма подъема

Кривая Н = f(t) асимптотически приближается к теоретическому потолку самолета, но для его достижения требуется бесконечно большое время.

ПОТОЛОК САМОЛЕТА

С подъемом на высоту избыток тяги уменьшается и на какой-то определенной высоте становится равным нулю. А это значит, что и вертикальная скорость установившегося подъема тоже уменьшится до нуля. На этой высоте и выше самолет не имеет возможности совершать установившийся подъем.

Высота полета, на которой вертикальная скорость установившегося подъема равна нулю, называется теоретическим (или статическим) потолком самолета.

На теоретическом потолке избытка тяги нет, поэтому возможен только горизонтальный полет и только на наивыгоднейшем угле атаки (и только на наивыгоднейшей скорости), на котором наименьшая потребная тяга. Диапазон скоростей при этом равен нулю (Рис. 6).

Рис. 6 К определению потолка самолета: а - график зависимости Vу от высоты полета; б - кривые потребных и располагаемых тяг на теоретическом потолке

При установившемся подъеме самолет практически не может достигнуть теоретического потолка, так как по мере приближения к нему избыток тяги становится настолько мал, что для набора оставшейся высоты потребуется затратить слишком много времени и топлива. Из-за отсутствия избытка тяги полет на теоретическом потолке практически невозможен, потому что любые нарушения режима полета без избытка тяги нельзя устранить. Например, при случайно образовавшемся даже небольшом крене самолет теряет значительную высоту (проваливается). Поэтому кроме понятия теоретического (статического) потолка введено понятие так называемого практического потолка.

Условно считают, что практический потолок самолета есть высота, на которой максимальная вертикальная скорость подъема равна 0,5 м/с.

Разница между теоретическим и практическим потолком у современных самолетов невелика и не превышает 200 м. Теоретический и практический потолки можно определить по графику (см. Рис. 6).

Современные самолеты при полете с большими скоростями полета обладают настолько большим запасом кинетической энергии что могут использовать его для набора высоты. Причем если самолет летит вблизи практического потолка, то он за счет использования запаса кинетической энергии, сохраняя управляемость, может подняться на высоту, большую его теоретического потолка, даже при отсутствии избытка тяги.

Рис. 7 Подъем самолета на динамический потолок

Максимальная высота, набираемая самолетом за счет запаса кинетической энергии, на которой можно создать скоростной напор, необходимый для сохранения управляемости, называется динамическим потолком.

Если в горизонтальном полете вблизи практического потолка Н_нач самолет имеет скорость u_нач и обладает кинетической энергией , то при дополнительном наборе высоты DН скорость самолета уменьшится до u_кон = u_ЭВ (минимальная эволютивная скорость, при которой еще сохраняется управляемость) и его кинетическая энергия станет равной но зато самолет приобретет дополнительную потенциальную энергию

(5.12)

После преобразований получим

или

(7.19)

где uср - средняя скорость;

Du - потеря скорости на горке.

Как видим из формулы, прирост высоты за счет уменьшения скорости на величину Du тем больше, чем выше средняя скорость самолета.

Достичь динамического потолка можно следующим образом: на некоторой высоте самолет разгоняется до максимальной скорости и выполняет горку. Перевод самолета на горку достигается увеличением подъемной силы Y.

Маневр нужно начинать с такой высоты, на которой можно получить достаточную для искривления траектории подъемную силу. На практическом потолке из-за малой плотности воздуха полет самолета совершается на больших углах атаки (больших Су) и запас для увеличения Су до Су _макс получается очень малым. Поэтому на практическом потолке маневр на горку будет выполняться с очень большим радиусом кривизны траектории. Это приводит к медленному набору высоты, а затем из-за недостатка подъемной силы траектория начнет искривляться вниз. Для набора наибольшей высоты управляемого полета (динамического потолка) разгон самолета и начало маневра целесообразно перенести на меньшие, чем Нпр, высоты. На самолетах больших скоростей разгон и маневр выхода на динамический потолок начинают при М = М_пред на высоте, меньшей практического потолка на 2000 - 4000 м (Рис. 7).