Общие сведения о наборе высоты

Схема сил, действующих на самолет при наборе высоты, изоб­ражена на рис. 40. Для осуществления набора высоты необходимо:

а) для выполнения полета с постоянным углом набора

Y = Gy = G cosqн

б) для выполнения набора высоты с постоянной скоростью

Pн = X + Gx = X + G sinqн

Воспользовавшись первым условием Y=СуSrV²/2=G cosqн, определим скорость, потребную при наборе высоты,

Vн = Ö2G cosqн/(CyrS) = VгпÖcosqн

Так как углы набора транспортных самолетов небольшие, то подъемная сила самолета практически равна полетному весу са­молета. Учитывая это, скорость при наборе высоты практически равна скорости горизонтального полета и зависит от полетного ве­са самолета, угла атаки и плотности воздуха (температуры, дав­ления и высоты полета). Влияние этих факторов на потребную ско­рость рассмотрено в гл. 3. Воспользовавшись вторым условием P = X + G sinqн определим тягу, потребную при наборе высоты.

Для уравновешивания лобового сопротивления при наборе вы­соты необходима тяга такая же, как и в горизонтальном полете, т. е. Pгп = Х= G/К. Составляющую веса G sinqн уравновешивает избыток тяги DР. Следовательно, Pн = Pгп+DP=G/K+Gsinqн. Как видно, тяга, потребная для набора высоты, больше тяги, пот­ребной в горизонтальном полете, на величину Gsinqн=DР, при­чем, чем больше полетный вес и угол набора, тем требуется боль­ше дополнительной тяги.

При выполнении набора высоты DР=Gsinqн. Из этого выражения можно определить угол набора высоты

Как видно из формулы, величина угла набора высоты зависит от избытка тяги DР и веса самолета. Наибольший угол набора са­молет имеет при угле атаки, близком к наивыгоднейшему (см. рис. 15), так как при этом избыток тяги максимальный. Максималь­ный угол набора высоты самолета Ил-76Т с полетным весом 160 т у земли равен qн max = 6°40' на V= 400 км/ч ПР.

Вертикальная скорость набора высоты—это высота, которую набирает самолет за 1 с. Из треугольника скоростей (см. рис. 40) Vy н =V sinqн = VнDР/G.

Как видно из формулы, вертикальная скорость набора зависит от скорости набора, избытка тяги и веса самолета. Наибольшую вертикальную скорость имеет самолет при данном полетном весе на угле атаки, где (DР×Vн)max.

Скорость полета, при которой самолет имеет Vун mах, называет­ся наивыгоднейшей скоростью набора высоты Vнв.наб.

Из кривых потребных и располагаемых тяг (см. рис. 15) видно что при увеличении, а также при уменьшении угла атаки по срав­нению с a=9° (V = 400 км/ч ПР) избыток тяги и угол набора вы­соты уменьшаются. При увеличении, а также при уменьшении ско­рости от 530 км/ч ПР (a=5°) величина VнDР уменьшается, а зна­чит, уменьшается и Vy н, но в диапазоне V= 500. ..530 км/ч ПР Vy нпочти постоянная.

При уменьшении веса самолета потребная тяга горизонтально­го полета уменьшается, а избыток тяги увеличивается. Кроме того, при меньшем полетном весе его составляющая Gх=Gsinqнтакже меньше. Следовательно, самолет, имеющий меньший полетный вес, при одном и том же угле атаки имеет большую вертикальную ско­рость и угол набора высоты. С поднятием на высоту при любом угле атаки избыток тяги уменьшается, а значит, угол набора высо­ты и вертикальная скорость также уменьшаются.

Уменьшение избытка тяги происходит вследствие уменьшения располагаемой тяги с поднятием на высоту. Кроме того, при наборе высоты полетный вес самолета вследствие выгорания топлива уменьшается, благодаря чему несколько задерживается уменьше­ние избытка тяги, угла набора и вертикальной скорости.

Порядок набора высоты

После уборки механизации крыла и перевода двигателей на но­минальный режим производится разгон самолета до приборной скорости 530 км/ч. По мере увеличения высоты при V=530 км/ч ПР истинная скорость и число М увеличиваются и на высоте 8300 м число М становится равным 0,73. Дальнейший набор высо­ты производится при этом числе М, истинная скорость до Н= 11000 м уменьшается, а на большей высоте она поддерживает­ся постоянной. Изменение истинной скорости в процессе набора высоты показано на графике (см. рис. 19. 2). Приборная скорость при увеличении высоты при числе М=0,73 уменьшается, а угол атаки увеличивается. Не следует уменьшать приборную скорость ниже значения, соответствующего полету с углом 6° по АУАСП.

Дальность, время и расход топлива при наборе высоты на но­минальном режиме работы двигателей в зависимости от полетного веса, набираемой высоты и отклонения температуры от стандарт­ной определяются по номограммам (рис. 41, 42, 43). На номограммах показано пунктирными линиями со стрелками направление ве­дения расчета для определения дальности, времени выбора высо­ты 9000 м и расхода топлива с полетным весом 169 т при стан­дартной температуре воздуха и температуре выше стандартной на 10° С. При стандартной температуре дальность набора 256 км, время набора—22,2 мин, расход топлива 5000 кг, а при темпера­туре выше стандартной на 10° С, соответственно: 343 км; 30,6 мин; 6500 кг. Как видно из примера, повышение температуры от стан­дартной только на 10° С увеличивает дальность набора на 87

км, время на 8,4 мин, а расход топлива на 1500 кг. Это следует учиты­вать точно при подготовке к полету. Причиной этому является па­дение располагаемой тяги и ее избытка DР на номинальном режи­ме работы двигателей. Вследствие уменьшения DР уменьшается угол и вертикальная скорость набора, а время, дальность и расход топлива возрастают.

Для обеспечения достаточного запаса устойчивости, по углам атаки и скорости следует ограничивать максимальную высоту на­бора в зависимости от полетного веса самолета:

вес самолета, т ..... 165 150 140 130 125 и менее

высота, м . . ...... 10000 10750 11250 11750 12000

На рис. 44 изображен график, позволяющий определить макси­мально допустимую высоту полета по маршруту и практические по­толки самолета в зависимости от полетного веса самолета при различной температуре воздуха при четырех, трех и двух работа­ющих двигателях на номинальном режиме и только при двух ра­ботающих двигателях на взлетном режиме.

Глава 6. СНИЖЕНИЕ

Общие сведения о снижении

Схема сил, действующих на самолет при снижении (Рсн>0) и при планирования (Рсн»0), изображена соответственно на рис. 45,а, б.

Для осуществления снижения необходимо:

а) условие выполнения полета с постоянным углом снижения

Y = Gy = G cosqн

б) условие выполнения снижения с постоянной скоростью

X = Gx + Pсн = G sinqсн + Pсн

Если тяга Р=0, то самолет планирует. Постоянный угол пла­нирования обеспечивается равенством Y = G cos qпл, а полет с пос­тоянной скоростью будет при равенстве X = G sinqпл.

Воспользовавшись условием Y=СуSrV²/2 = G cosqсн, опреде­лим потребную скорость снижения

Vсн = Ö2G cosqсн/(CyrS) = Vгп Öcosqсн

Так как углы снижения транспортных самолетов небольшие, то подъемная сила практически равна полетному весу самолета (cos qсн » 1). Поэтому скорость снижения практически равна ско­рости горизонтального полета и зависит от полетного веса самоле­та, угла атаки и плотности воздуха. Влияние этих факторов на ско­рость рассмотрено в гл. 3.

При выполнении снижения Х=G sin qсн + Рсн. Из этого равен­ства угол снижения определяется по формуле sin qсн=(Х—Рсн)/G Так как при малых углах снижения Y»G и sin qcн » tg qсн, то

Если самолет планирует, то Рсн=0, а угол планирования будет

tg qпл = 1/К

Отсюда видно, что угол планирования зависит от аэродинамичес­кого качества (угла атаки, положения шасси и механизации кры­ла, обледенения самолета и числа М).

При наивыгоднейшем угле атаки (aнв= 7,5°) аэродинамическое качество максимальное (Kmах = 15,5), а угол планирования мини­мальный (qпл min = 3°40').

Из треугольника скоростей (см. рис. 45) вертикальная скорость снижения определяется по формуле

Vy сн =Vсн sinqсн » Vсн(1/К – Рсн/G)

Величина вертикальной скорости снижения зависит от полет­ного веса, угла атаки, положения шасси и механизации крыла (закрылков, предкрылков и гасителей подъемной силы), обледене­ния самолета, плотности воздуха (высоты полета), числа М и ве­личины тяги:

а) при увеличении полетного веса самолета скорость и верти­кальная скорость снижения увеличиваются;

б) при выпуске шасси и механизации крыла, а также при об­леденении, аэродинамическое качество самолета уменьшается, угол снижения и вертикальная скорость возрастают;

в) при меньшей плотности воздуха скорость снижения и верти­кальная скорость увеличиваются;

г) при снижении на больших числах М (на высоте) вследствие сжимаемости воздуха аэродинамическое качество уменьшается, угол и вертикальная скорость снижения возрастают;

д) увеличение тяги при снижении уменьшает угол и вертикаль­ную скорость снижения.

Минимальную вертикальную скорость снижения самолет имеет на угле атаки несколько больше наивыгоднейшего.

Дальность снижения—это расстояние, которое проходит само­лет по горизонту, снижаясь с данной высоты. Для определения дальности снижения рассмотрим треугольник (см. рис. 45), из ко­торого видно, что

Lсн = Нсн / tg qсн

Если самолет планирует, то tgqсн = 1/К, а дальность планиро­вания Lпл=НК.

Если тяга Рсн>0, то tgqсн = 1/К - Рсн/G, а дальность снижения Lсн=Hсн/(1/K-Рсн/G).

Видим, что дальность снижения зависит от высоты Н, потерян­ной при снижении, и угла снижения qсн.

При выпуске шасси и механизации крыла (закрылков, пред­крылков и гасителей подъемной силы), при обледенении самолета аэродинамическое качество уменьшается, угол снижения увеличи­вается, а дальность снижения уменьшается. При увеличении Рсн, qсн и Vу сн уменьшаются, а Lсн увеличивается.

Наибольшая дальность планирования будет при aнв==7,5°, так как аэродинамическое качество при этом максимальное.

На дальность снижения (планирования) влияет ветер, причем, величина дальности изменяется на величину сноса самолета вет­ром Wхt, где: Wx—скорость ветра, м/с; t— время снижения, с. При попутном ветре дальность снижения увеличивается, а при встреч­ном—уменьшается на величину сноса самолета ветром. В этом случае дальность снижения

Lсн = Н/(1/К - Рсн/G) + Wx t.