Аэродинамические характеристики самолета

Подъемная сила и сила лобового сопротивления самолета.

Считают, что Υ_с-та≈ У_кр.,т.к. подъемные силы создаваемые остальными элементами конструкции незначительны и ими пренебрегают.

(кг)

Несущие части самолета создают только дополнительное сопротивление, которое называется вредным (Х_вр). Следовательно, Х _с-та >Х_кр_.на Х_вр_.

Х _с-та=Х_кр_. + Х_вр_.

Х_вр = Х_фюз. + Х_опер. + Х _шасси + ….+ Х_{интерференции}

Интерференции – это взаимное влияние при обтекании одних частей самолёта на другие.

Причина возникновения Х_{интерф.} является различная крутизна поверхностей самолёта.

Х_вредн. всячески стараются уменьшить.

Примен. (обтекатели, капоты, плавные переходы, тщательной обработкой поверхности самолёта от снега, грязи, льда; убирающиеся шасси.)

Аэродинамическое качество самолета

Качество самолёта меньше аэродинамического качества крыла, т.к. на .

Зависит: 1. От формы частей самолёта.

2. От состояния поверхности.

3. От обледенения самолёта К↓, т.к. С_у↓ С_х↑.

4. Отклонение посадочного щитка К↓.

5. Выпуск шасси С_х↑ С_у не измен. К↓.

6. Скольжение самолёта – С_х↑; К↓.

(С_х↑ за счет несимметричного обтекания самолёта)

7. при α_о = -2º30º С_у=0, К=0;

при ↑α_одо α _нв. К↑;

при α _нвК –маx (К_маx= 10);

при ↑α за α _нв К↓.т.к. С_х↑ в большей степени, чем ↑С_у

8. Обдувка от винта К↑, т.к. С_у↑ в большей степени, чем С_х.

Поляра самолета.

Поляра самолёта отличается от поляры крыла тем, что каждая точка её сдвинута вправо на величину коэффициента вредного сопротивления (Сх вредн.).

Графики зависимости аэродинамических характеристик самолёта от угла атаки.

Зависимость одинаковая, что и для крыла. Кривая (график) смещена вверх т.к.

т.к.

при равных значениях угла атаки

Механизация крыла

Механизация крыла – это специальные конструктивные устройства, с помощью которых геометрическая конфигурация, спектр обтекания крыла и его аэродинамические характеристики могут изменяться в заданном направлении.

Основное назначение механизации является улучшение ВПХ самолёта, за счет увеличения несущей способности крыла и аэродинамического торможения, а также служит для улучшения устойчивости и управляемости самолёта на посадочных и взлетных режимах (на больших углах атаки).

На самолёте Як-18т применяется простой посадочный щиток, который отклоняется только на посадке на 50º и предназначен для улучшения посадочных характеристик самолёта. Представляет панель на нижней поверхности крыла (по центроплану), которая отклоняется вниз.

При отключении щитка увеличивается С_у на всех углах атаки (профиль) за счет изменения профиля.

Увеличение С_у происходит вследствие увеличения кривизны профиля крыла. Дополнительно он (С_у↑) за счёт зоны разряжения между крылом и щитком, в которую отсасывается пограничный слой в верхней части поверхности крыла, что незначительно затягивает начало срыва потока.

Изменение аэродинамических характеристик самолёта при выпуске щитка и шасси.

Аэродинамические характеристики зависят от изменения полётной конфигурации самолёта и близости земли.

При выпуске шасси С_у не изменяется, а С_х увеличивается, поэтому поляра смещается вправо на величину . При отклонении посадочного щитка коэффициенты С_у и С_х увеличиваются на всех углах атаки, причем прирост и на малых углах атаки больше, чем на больших. Однако С_х, увеличивается в большей степени, чем С_у, аэродинамическое качество самолёта уменьшается.

-2°30′ -5°30′

Щиток выпущен (отклонён) Шасси выпущен.} α₀↓; α₀ = - 5º30´

α_нв↑; α_нв = 10º, К = 4,5

α_кр↓; α_кр = 14º.

При полёте вблизи земли поверхность её является экраном, уменьшающим скос потока в области крыла и за крылом. В результате этого увеличивается коэффициент С_у и уменьшается коэффициент индуктивного сопротивления крыла().

Тема №5. Характеристики силовой установки.

Силовая установка предназначена для создания силы тяги необходимой для преодоления сопротивления воздуха и обеспечения поступательного движения самолёта. Состоит из двигателя и винта.

Основные требования к винтам:

- Прочность;

- Малый вес;

- Простота в эксплуатации;

- Высокий КПД;

- Геометрическая, аэродинамическая и весовая симметрия.

Классификация воздушных винтов:

- По числу лопастей – 2^х; 3^х; 4^х и многолопастные;

- По материалу изготовления:

a) Металлические;

b) Пластмассовые;

c) Деревянные;

d) Смешанной конструкции.

По форме лопастей:

Веслообразные Эллипсовидное Саблевидное Овальное

По характеру работы: тянущий, толкающий.

По направлению вращения: правого и левого.

По возможности поворота лопасти во втулке:

ВНШ – винт неизменного шага;

ВФШ – винт фиксированного шага;

ВИШ – винт изменяемого шага.

Соосные винты – это два винте, имеющие геометрическую ось вращения, но вращается в разные стороны.

Реверсивный винт – винт способный создать отрицательную тягу.

Туннельный винт – винт помещён в профилированное кольцо-тунель (высокий КПД).

Флюгерный винт – винт, лопасти можно установить по потоку (Х↓)

Геометрические характеристики воздушных винтов.

Винт характеризуется следующими геометрическими параметрами:

1. Плоскость вращения – это плоскость перпендикулярная оси вращения.

2. Диаметр винта – диаметр окружности описываемой концами лопастей.

3. Угол установки лопасти (φ) – угол между хордой элемента лопасти и плоскости вращения.

(Определён на r = 0,75R).

4. Радиус сечения (r) – расстояние от оси до данного сечения.

Геометрический шаг винта (Н) –расстояние, которое бы прошёл винт поступательно за один оборот в жёсткой среде.

φ >, H >,

φ <, H <.

Поступью (действительный шаг) – расстояние, которое проходит винт поступательно за один оборот в воздухе.

V – скорость полёта().

n – частота вращения винта ().

V >, A >, n – const;

n >, A <, V – const;

V = 0, A = 0.

Скольжение – разность между геометрическим шагом и поступью.

(м).

Скорость и угол атаки элементов лопасти винта.

Угол атаки лопасти – это угол, заключённый между хордой элемента лопасти и набегающим потоком(W).

U – окружная скорость;

V – поступательная скорость полёта;

W – результирующая скорость(поток);

φ – угол установки лопасти

Зависимость α_ат. от поступательной скорости.

1. При V = 0, α_ат.=φ А = 0; G=H.

2. При увеличении V α_ат.↓ A↑ S↓.

3. При потоке по хорде α_ат=0; А=Н; S = 0.

4. При увеличении до V₄ α_ат < 0º, A > H;

S < 0(отриц.)тяга.

Вывод: С увеличением поступательной скорости уменьшается угол атаки лопасти, он может стать равным «нулю» или даже отрицательным.

Зависимость α_ат лопасти винта от оборотов.

V – const

φ – const

U↑; α_ат↑

Зависимость α_ат лопасти винта от угла установки.

U – const

V – const

φ₂ > φ₁

α₂ > α₁

Образование воздушным винтом аэродинамических сил.

При обтекании лопасти потоком, как и у крыла, возникает R, которую раскладывают на силу тяги P и силу сопротивления вращения.

Рв=α·p·n²·D⁴ (кг).

Хв=β·p·n ²·D⁴(кг)

α и β – аэродинамические коэффициенты

Зависят от: – состояния поверхности;

– формы профиля лопасти;

– угла атаки.

Увеличение D и n ограничивается окружной скоростью концов лопастей близкой к скорости звука.

Зависимость Pв от состояния атмосферы, скорости полёта, высоты полёта, числа оборотов и режима работы двигателя.

Рв=α·p·n²·D⁴ (кг).

Зависит:

1. при n, φ: высота полета H – const

V↑ αb↓ α_коэф↓ Р↓;

2. H↑ ρ↓ P_b↓

t₀↑ ρ↓ Pв↓;

3. D >; Pв >;

4. n > Pв↑.

Pв = ƒ(n) от режима работы

H = const

n < Pв <

n > Pв >

Pв = ƒ(V) от скорости

N_ном – I

при V = 0 α_{ат лоп} = φ; коэффициент α_max Pв - max

V > 0 α_{ат лоп} <; коэффициент α < Pв <

при 2V_max Pв = 0 α_ат= 0; коэффициент α = 0 при V > 2V_max Pв < 0 α = 0

Pв = ƒ(Н) от высоты

n = const

H > ρ < Pв <

H < ρ > Pв >

Pв = ƒ(t _н.в.) от температуры наружного воздуха.

t_Н.В > ρ < Pв <

t_Н.В < ρ > Pв >

Сила сопротивления вращения винта.

Хв=β·p·n ²·D²(кг)

Условия работы с

n = const M_{вращ. винта} = M_мотора

n > M_вращ.< M_мотора

n < M_{сл вращ.}> M_мотора

Мощность, потребная для вращения винта.

Для преодоления момента сопротивления вращения винта двигатель затрачивает определённую мощность. Эта мощность называется мощностью, затраченной на вращение винта.

N_{дв. потребн. для вращ} = β·ρ·n³·D⁵ ()

β – коэффициент тяжести зависит от – угла атаки лопасти;

– формы лопасти;

– состояния поверхности лопасти.

– числа лопастей.

(л.с.) (3^Х лопастной)

где: i – количество лопастей;

X_л – сила сопротивления вращения;

U – окружная скорость (n).

Зависит N_потр: 1. V > αв < X_л↓ N_пот↓;

2. Н↑ ρ↓ M_{сопр. винта}↓ N_пот↓;

3. n↑ M_{сопр. винта}↑ N_пот↑ αв↑

Мощность создаваемая винтом.

Секундная работа силы тяги винта называется полезной или располагаемой мощностью винта.

(л.с.) (л.с.).

1. α > N_b >

2. H > ρ <; Pв < Nв <

3. t_н.в.> ρ <; Pв < Nв <

4. n > Nв >

5. D > Nв >

6. при V = 0 Pв – max Nв = 0;

при V > 0 до V_max Nв >, т.к. скорость растёт в большей степени, чем падает тяга;

при V_max Nв – max;

при V > V_max Nв <, т.к. Pв падает в большей степени, чем растёт скорость;

при 2V_max Pв = 0 Nв = 0 (α = 0).

Nв = ƒ(V) от скорости.

N_b = ƒ(n) от оборотов.

Nв = ƒ(h) от высоты.Nв = ƒ(t_н.в.) от температуры.

H > ρ <; Nв <;

H < ρ >; Nв >.

КПД винта.

Это отношение мощности винта к мощности двигателя, затраченной на вращение винта.

где: Nв=Рв ·V=α·р·n²·D⁴·V ()

()

Зависимость η от скорости.

1. При V = 0; Nв = 0; η = 0;

при увеличении V до V_max Nв >; η >;

при V_max Nв max; η max;

Як-18т η_max = 0,75 при V_max = 262 ;

при увеличении V за V_max Nв <; η <;

при 2V_max Nв = 0; η = 0.

У современных винтов

АН-2 η=0,77 – V_max = 256

Н = 1500м

Як-18т η=0,75 при V_max = 262 ;

Основные режимы работы воздушного винта.

Режим нулевой тяги.

Режим авторатации

Момент винта и момент мотора.

(тормозящий момент).

Тормозящий момент – это момент сопротивления вращения винта.

Момент мотора – это момент силы F вращающей винт.

Мсопр.вр. = Х·l

M_торм. зависит:

- От скорости полёта(V >; α <; M_торм.<);

- От угла установки (αb)

V <, αв >, M_торм.>;

φ >, αв >, M_торм.>.

Если: Мв = M_мотор.: n – const

Мв > M_мотор_.: n < уменьшается

Мв < M_мотор_.: n > увеличивается

Понятие о тяжелых и лёгких винтах.

Для каждого двигателя подбирается винт с определённым тормозящим моментом, т.е. такой винт с которым данный двигатель может развить свои максимальные расчетные обороты.

- Если двигатель с данным винтом развивает обороты меньше расчетных, то этот винт для двигателя является тяжёлым.

- Если двигатель с данным винтом развивает обороты больше расчетных, то этот винт «лёгкий».

Лёгкий винт не позволяет использовать всю мощность двигателя, кроме этого лёгкий винт опасен, т.к. приводит к раскрутке винта и поломке двигателя. На самолёте Як-18т установлен ВИШ – перед взлётом он облегчается, т.е. переводится на малый шаг, а в полёте по мере увеличения «V» его установочные углы увеличивает РПО или механически с помощью «РУВ».

ВИШ позволяют снимать максимальную мощность двигателя на любой скорости, даже при V = 0. Они дают более высокий КПД, большую V_max, большую скороподъёмность, больший потолок.

Работа ВИШ.

ВИШ сохраняет заданную частоту вращения независимо от режима полёта с помощью РПО.

На взлёте:

Перед взлётом пилот устанавливает винт на малый шаг (для снятия P_max и Nв_max).

С увеличением скорости V₁ в процессе разбега обороты будут сохраняться, т.к. по мере уменьшения угла атаки (V >, α <) на лопастях винта регулятор (РПО) будет переводить лопасти на большие углы (φ) наклона, тем самым, увеличивая углы атаки лопасти и будет увеличиваться потребная мощность (N_потр) для вращения винта

до равенства с эффективной мощностью двигателя. При этом угол атаки (α₁) на лопастях винта,за счет увеличения результирующей скорости () несколько меньше исходного (α_исх.).

В Г.П – обороты сохраняются постоянные, т.к РПО непрерывно изменяет φ угол наклона лопастей в ту или другую сторону.

Раскрутка воздушного винта.

Под раскруткой понимают чрезмерное увеличение частоты вращения винта сверх максимально допустимой.

- Возможна при неисправности РПО или механизмов втулки винта;

- Определяется по изменению звука и мелкой вибрации, а также по прибору;

- Опасность заключается в действии нерасчётных нагрузок на детали двигателя, что приведёт к их разрушению.

Двигатель М-14П n_max до = 90% не > 60 сек.

Раскрутка может произойти на режиме ветряка при пикировании.

- Если раскрутка произошла на взлете – то небольшим отклонением РУВ на себя «затяжелить» винт, продолжить взлёт, Р_к не уменьшая, доложит РП; полёт по кругу и произвести посадку.

При раскрутке на пикировании –

- Убрать наддув (Р_к) полностью;

- Затяжелить винт;

- Вывести самолёт из пикирования;

- Доложить РП;

- Посадка на аэродром.

Влияние работы силовой установки на аэродинамические характеристики самолёта.

При работе СУ некоторая часть крыла обдувается потоком от винта. На этой части крыла увеличивается скорость обтекания и увеличивается подъёмная сила (Y) и лобовое сопротивление, а качество при этом не изменяется.

Кроме того, при полёте на положительных углах атаки направление угла тяги

(Рв) не совпадает с направлением вектора воздушной скорости. В этом случае Р_в раскладывается на две составляющие

– горизонтальную Р_х и вертикальную (Ру).

Р_у + Y_с-та – не оказывает влияния на Х_лоб.. В результате увеличивается режим работы двигателя за счет Р_у, подъёмная сила крыла увеличивается в большей степени, чем Х_лоб. и К_с-та увеличивается на 1-2 единицы.

Чем больше режим работы двигателя и больше угол атаки крыла, тем больше «Р_у» и больше «К».

Правила пользования винтом

Запускдвигателя на малом шаге, т.к. при этом двигателю легче раскручивать винт.

Остановка – на малом шаге.

Взлет производить только на малом шаге винта, т.к. при этом двигатель развивает свою N_mаx, а винт развивает максимальные обороты и максимальную тягу (Р_mаx).

Категорически запрещается взлет на большом шаге, т.к. двигатель не дадает оборотов и тяги, ускорение на разбеге мало, скорость растет медленно, длина разбега резко ↑ увеличивается.

При заходе на посадку после 3 ^его разворота – винт необходимо перевести на малый шаг на случай ухода на 2-ой круг.

При отказе двигателя – для получения большего качества «К» и большей дальности планирования L_пл. винт переводят на большой шаг (С_х <).

В полете - для увеличения мощности двигателя вначале винт облегчить, т.е. увеличить обороты до заданных рычагом шага винта РУВ, потом увеличить наддув (РУД) от себя.

- для уменьшения мощности

- в начале уменьшить наддув (Р_к) РУД, затем затяжелить винт, т.е. уменьшить обороты до заданных (РУВ) (на себя).

Для перевода с Г.П. в набор:

– облегчить винт (РУВ) (от себя);

– увеличить Р_к (РУД) (от себя);

– после чего взять штурвал на себя (капот-горизонт).

Для перевода самолёта из режима подъема в Г.П.

– штурвал от себя, установить капот по горизонту (дождаться Vг.п)

– уменьшить Р_к (РУД) (на себя)

– уменьшить обороты (РУВ), т.е. затяжелить винт (на себя)

Перевод самолета с Г.П. на планирование

– штурвал от себя, установить заданный угол планирования Vпл.

– уменьшить Р_к(РУД)

– уменьшить обороты (затяжелить винт) РУВ.

Установившиеся режимы полета.

Горизонтальный полет.

Г П – прямолинейный полет самолёта в горизонтальной плоскости с постоянной скоростью.

Условия равновесия.

Скорость, потребная для Г.П.

Это скорость, необходимая для создания подъёмной силы по величине, равной весу самолёта.

()

Учебный вариант круг V_Г.П =170 – 180 ^км/_ч.

м-ту V_Г.П =200 ^км/_ч.

Факторы, влияющие на V_Г.П..

1. G > V_Г.П >;

2. C_y > V_Г.П <;

3. α > C_y > V_Г.П <;

при α_кр C_ym_ах V_Г.П_min < (Як18-т α_кр = 16º V_Г.П _min =117 ^км/_ч;

4. Н > ρ < V_Г.П >;

5. Н > ρ_н < V_Г.П >; V_н = V₀ ·

6. t_н.в. > ρ < V_Г.П >;

7. S > V_Г.П <.

Различают следующие скорости:

V_пр(приборная) – это скорость, показывает указатель скорости. Прибор замеряет скоростной напор ;

V_i(индикаторная) – исправленная V_пр, с учётом ∆Н_и и ∆Н_а:

∆Н_и- поправка на высоту

∆Н_а – аэродинамическая поправка

V_и(истинная) – скорость относительно воздушной среды с учётом ∆Н_м, которая определяется на НЛ-10, или индикаторная скорость с учётом методической поправки, определённой на НЛ-10.

Тяга, потребная для Г.П.

Это тяга, необходимая для уравновешивания любого сопротивления Г.П. на данном угле атаки.

Y = G P_Г.П. = Х

Факторы, влияющие на Р_Г.П_.:

1. G > Р_Г.П. >;

2. K > Р_Г.П_. _.<;

3. K < Р_Г.П. <.

при увеличении α до α_Н.В. К↑ Р_Г.П.↓;

при α_Н.В. и V_Н.В. К_max Р_Г.П._min;

при увеличении α за α_Н.В. К↓ Р_Г.П.↑.

Р_Г.П. от Н не зависит.

Скорость, соответствующая α_Н.В.,при которой требуется минимальная для Г.П. тяга, называется наивыгоднейшей.

Як-18т α_Н.В. = 5º V_Н.В. = 187 ^км/_ч

Кривые потребных и располагаемых тяг Г.П.

(Кривые Жуковского для тяг).

График зависимости Р_{потребной} и Р_{располагаемой} от скорости полёта(от угла атаки).

Для построения графика: поляра и формулы

подсчитывают тягу и скорость потребную для Г.П. на разных углах атаки. Затем по полученным данным в системе прямоугольных координат строится кривая потребных тяг.

Если на этот график в том же месте наложить график располагаемой тяги, то получится график «Кривые потребных и располагаемых тяг».

Можно определить:

1. Р_потр Р_расп ∆Р и V_Г.П. для любого α;

2. α_кр и V_min (касательная параллельная Р_Г.П.);

3. α_эк.: V_эк ∆Р_max (касательная параллельная Р_расп);

4. α_Н.В. V_Н.В. Р_min (касательная параллельная V);

5. α_min: V_max (точка пересечения) Рв и Рг.п.

6. Диапазон скоростей DV = V_max – V_min

Избыток тяги.

(Запас тяги).

Это разность между Рв располагаемой и тягой потребной для Г.П.(Р_Г.П.).

ΔΡ═Ρв – Рг.п

1. при α_min и V_max ∆P = 0;

при увеличении α до α_эк ∆P >;

при α _эк = 8º V_эк = 150 ∆P_max;

после α_эк (V = 150) ∆P <;

2. G > Р_Г.П_. >: ∆P <;

3. N_дв > Pв > ∆P >;

4. при обледенении Pв < Р_Г.П. > ∆P <;

5. выпущено шасси: Р_Г.П. > ∆P <;

6. выпущен щиток: Р_Г.П. > ∆P <;

7. Н > ρ < Pв <: ∆P <;

t_Н.В. > ρ < Pв < ∆P <;

Избыток тяги (∆P) нужен для набора высоты, для увеличения скорости полёта до V_max и для выполнения эволюций и фигур пилотажа.

Мощность, потребная для Г.П.

Это мощность, обеспечивающая горизонтальный полёт самолёта на определённой скорости на данном угле атаки.

(л.с.)

1. G > N_Г.П. >

2. Н > ρ < N_Г.П. >

3. S > N_Г.П. <

4. t_B.H. > ρ < N_Г.П. >

5. – коэффициент, характеризующий зависимость N_Г.П. от α(угла атаки).

при увеличении α до α_эк

< N_Г.П. <

при α_эк и V _эк min N_Г.П. min

Угол атаки, при котором требуется минимальная для Г.П. мощность, называется (α_эк) экономическим углом атаки.

Скорость ему соответствующая называется экономической (V_эк).

Як-18т α_эк = 8º V_эк =150^км/_ч

При увеличении α за α_эк >, N_Г.П. >.

Кривые потребных и располагаемых мощностей

(Кривые Жуковского для мощностей).

Это график зависимости мощности потребной и мощности располагаемой от скорости полёта.

Для построения: поляра и формулы.

подсчитывают N_Г.П. и V_Г.П. на различных углах атаки.

Если на этот график в том же масштабе положить график N_распол, то получим крывые потребных и располагаемых мощностей.

Можно определить:

1. N_потр; N_расп; ∆N; V_Г.П. – для любого α;

2. α_кр; V_min (касательная параллельная оси “N”);

3. α_эк; V_эк; N_Г.П._min (касательная параллельная оси “V”);

4. α_н.в.; V_н.в.: ∆N_max (касательная из начала координат);

5. α_min; V_max;

6. Диапазон скоростей (DV = V_max – V_min);

7. Практический диапазон скоростей(DV_пр = V_max – V_эк);

8. I и II режимы Г.П.;

9. Избыток мощности ∆N = N_р – N_потр

Избыток мощности.

(Запас мощности).

ΔN =N расп.- Nпотр.

1. При α_min и V_max ∆N = 0

до α_Н.В. ∆N >

при α_Н.В.= 5º V_н.в. = 187 ∆N_max

2. G >; N_потр > ∆N <

3. N_дв >_.; N_расп >; ∆N >;

4. Обледенение N_расп <; ∆N < т.к. N_потр >;

5. При выпуске шасси:. N_потр >; ∆N <;

6. При выпуске щитка: N_потр >; ∆N <;

7. H >; ρ <; N_расп <; N_потр >; ∆N <;

8. t_Н.В. >; ρ <; N_расп <; N_потр >; ∆N <.

Диапазон скоростей и характерные скорости самолёта.

Теоретическим или полным диапазоном скоростей называется разность между V_max и V_min скоростями полёта.

DV_T = V_max - V_min

Практическим диапазоном скоростей называется разность между V_max и V_экон. скоростями полёта.

DV_практ = V_max – V_экон.

В полном диапазоне скоростей различают следующие V:

1. V_min = 117^км/_ч при α_кр = 16º

Эта скорость практического применения в Г.П. не имеет.Относится ко II режиму, на этой скорости плохая устойчивость и управляемость самолёта, полёт не экономичен и не обеспечивает безопасность.

2. V_эк = 150^км/_ч при α_эк = 8º

Эта скорость является границей двух режимов Г.П. При полёте на этой скорости ∆Р – мах, N_Г.П. – min.

3. V_Н.В. = 187^км/_ч при α_Н.В. = 5º

При полёте на этой скорости ∆N – мах, P_Г.П. – min.

4. V_{крейсерская} = 200^км/_ч

Применяется при полёте по маршруту.

5. V_max = 262^км/_ч при α_min = 1º

∆Р = 0; ∆N = 0; Р_потр = Р_расп; N_потр = N_распол;

Практического применения в Г.П. не имеет, полёт не экономичен.

6. В учебных условиях при полёте по кругу

V_Г.П.= 170-180^км/_ч

Два режима Г.П.

В Г.П. Различают два режима (I-ый и II-ой режимы).

К I-ому режиму относятся: V_эк(150) до V_max (262)

углы атаки α_эк(8º) до α_min(1º).

Ко II-ому режиму: скорости от V_эк (150)до V_min (117)

углы атаки от α_эк(8º) до α_кр(16º).

Граница между двумя режимами являются:

α_эк = 8º V_эк = 150^км/_ч

В I-ом режиме: малые углы атаки, большие скорости, хорошая управляемость и устойчивость, полёт безопасен.

Во II-ом режиме: большие углы атаки, малые скорости, плохая устойчивость и управляемость, полёт не безопасен.

Г.П. должен осуществляться только в первом режиме, при наличии запаса скорости сверх экономической. Он должен быть равен 20% от экономической. Запас скорости предохраняет самолёт от попадания во II-ой режим.

Полёт во II-ом режиме и на границе(V = 150^км/_ч) запрещён.

Влияние полётной массы и высоты на характеристики Г.П.

от Н не зависит

Кривые Жуковского на различных высотах.

Н >; ρ <; N_потр >; N_расп <; ∆N <; V_min >; V_эк >; V_НВ >; V_max <; DV <

График N_потр с подъёмом на высоту смещается вправо из-за увеличения скорости и вверх из-за увеличения N_потр.

Дальность и продолжительность полёта.

Различают техническую и тактическую дальность и продолжительность полёта.

Техническая дальность – расстояние, пролетаемое самолётом от момента взлёта до посадки при стандартных атмосферных условиях с максимальным количеством топлива на оптимальном режиме работы двигателя до полного его израсходования к моменту приземления.

Тактическая дальность – расстояние, пролетаемое ВС при выполнении конкретного задания с заранее известным количеством топлива и остатком на посадке АНЗ.

Влияют:

1. Вес самолёта, его увеличение вызывает увеличение Р_потр и N_потр, а следовательно увеличение часового и километрового расхода. Дальность уменьшается.

2. Ветер не влияет на Р_потр и N_потр}, но оказывает существенное влияние на километровый расход топлива относительно земного пути.

3. t_Н.В. ρ_измен. пр увеличении t_Н.В. ρ <, километровый расход остаётся примерно постоянным, а часовой расход увеличивается. Дальность остаётся практически постоянной, продолжительность полёта уменьшается.

4. Н >: Дальность – уменьшается, продолжительность уменьшается.

Режим подъёма.

Подъём самолёта – это установившийся полёт самолёта по восходящей прямолинейной траектории с постоянной скоростью.