Файл: Цейтлин Г.М. Аэродинамика и динамика полета самолета с ТРД учебник.pdf

высота Я ь Н о

в любом случае

она не может

превышать

11 км,

так как выше температура постоянна

и сколь

угодно

малое

уве­

личение Схг.п

приведет к уменьшению

Vm ax-

С л у ч а й

2. Околозвуковой

самолет,

М т а х

о < М к р .

Поскольку

у земли максимальная скорость остается докритической,

то ее из­

менение с высотой вначале протекает,

как и в случае

1 (рис. 7.9,

кривая 2). Однако

по мере увеличения

высоты

полета

число

М т а х

быстро возрастает

(за счет увеличения

Vmax

и уменьшения

ан).

Рис. 7.9. Изменение Vmax г.п

с увеличением высоты

На некоторой

высоте Я 2

достигается

равенство М т а Х

2 = М К р ,

начи­

нается развитие

волнового кризиса,

коэффициент

с х г . п

интенсивно

возрастает и V m

a x уменьшается. Чем

ближе к M s o

величина

М т а х о ,

тем меньше высота Я 2 . Естественно,

что в любом

случае Я 2 <

<11 км.

С л у ч а й

3.

Околозвуковой самолет, М т

а х 0 ! >

М к р .

Развитие

волнового кризиса

начинается

с Я = 0, скорость

V m a x

падает

во

всем диапазоне

высот

(рис. 7.9, кривая

3).

С л у ч а й

4.

Сверхзвуковой

самолет, M m a x

0 < М т а х

( М т а х

—

'

СХ

X

число М, которому

соответствует

максимум

коэффициента

сх0).

Заметим, что у сверхзвуковых

самолетов

(за счет

сдвига по чис­

лам М максимумов

коэффициентов

сХо отдельных частей)

верх­

ний участок кривой

сх0(Щ

проходит

достаточно полого. В резуль­

тате при увеличении

высоты

полета

непосредственно

от

земли

темп увеличения коэффициента сх0

оказывается

соизмеримым с

темпом падения

температуры. При этом

Vmax с

высотой

может

медленно изменяться

в любую сторону. Число Же М т « х

благодаря

уменьшению скорости звука возрастает даже

при небольшом па­

дении скорости.

Естественно,

такая

картина

складывается

лишь

при условии,

что число М т а х о достаточно

велико. Если

М т а х

о со­

ответствует участку крутого роста коэффициента

CXQ, самолет

ока­

жется околозвуковым, как в случае

3. За

счет роста числа

М т а х

чинается с некоторой высоты Нь на которой

M m Q V - = M

Как

^

ГЛаХ 4

^ГПЗХ*

ности А. В

связи

с этим

даже при условии

V i m a x = const

(и, сле­

довательно,

cy r .n = const)

коэффициент

Cxir.n

быстро

возрастает,

вследствие

чего с

некоторой высоты H't

увеличение

V m ax

замед­

самым ликвидируется

первопричина увеличения числа Мщах и

уменьшения сх0.

Так

как с высоты Н\

индикаторная

скорость па­

дает, то теперь рост коэффициента сХгг.п

обусловлен

увеличением

коэффициента

с у г л .

В

совокупности все

это приводит

к тому, что

сивное уменьшение параметров М Ш а х

и

Vm ax-

С л у ч а й 5. Сверхзвуковой

самолет,

М т а

х 0 ^ М

т а х .

В данном

случае интенсивное увеличение

М т ? . х и 1Лпах

начинается

непосред­

ственно от земли (рис. 7.9, кривая 5).

Vmax

Мщах

В любом случае характер

изменения

и

может су­

щественно измениться в связи с особенностями

высотно-скоростной

характеристики двигателей на

форсажном

режиме. У некоторых

правило,

становятся околозвуковыми и

имеют

зависимость

Vmax (Я),

соответствующую случаю 3 (изредка

случаю

2).

тате на

некоторой

высоте

H t (рис.

7.10) для выполнения условия

(7.12)

при

скорости Vice

потребуется полная тяга силовой уста­

новки,

а на

еще

больших

высотах

(например, Я 2 ) минимальная

скорость установившегося горизонтального полета Vtmin

будет

ли­

митироваться уже не значением коэффициента

с у и й

(сваливанием

самолета), а

располагаемой

тягой.

Чем меньше

удлинение крыла и больше его удельная нагрузка,

тем

круче левая

ветвь

кривой Qr.n(V)

и,

следовательно,

меньше

высота # i .

У

самолетов

с

треуголь­

ным крылом на бесфорсажных режи­

мах располагаемая тяга обычно огра­

ничивает

минимальную скорость уста­

новившегося

горизонтального

полета

непосредственно от земли.

Благодаря

крутому

подъему

левой

ветви

гра­

фика QF.n(V)

даже значительное уве­

личение

тяги

за

счет

форсирования

двигателей

дает сравнительно

неболь­

И

шое увеличение высоты Н\

(обычно до

4—6 км). При крыле достаточно боль­

Нг

шого удлинения высота Нх

может

уве­

личиваться

до 8—12 км.

Г" Vmin •

vcp

О

Vca

Vi mn

' > и с '

^

определению V m i n

установивше-

P

'

гося

горизонтального

полета

§ 7.4. Статические

потолки. Диапазон скоростей и высот

установившегося

горизонтального

полета

Из предыдущего параграфа ясно, что на любой заданной вы­

соте

диапазон

возможных

скоростей

установившегося

горизон­

тального полета

строго

ограничен: слева — скоростью

сваливания

(на небольших высотах) или минимальной скоростью Vm\n

по

рас­

полагаемой

тяге,

справа — максимальной

скоростью

V m a * -

Теперь

увеличением высоты полета.

Для дозвукового самолета, у которого

изменения аэродинами­

ческих коэффициентов

связаны только с

изменениями угла ата­

ки (суг.п) и не. зависят

от скорости (числа М) непосредственно,

выгоднейшему режиму, и на некоторой высоте НСТ

совпадут с ней.

На больших высотах располагаемая тяга при

любой скорости

имеет перегиб, а кривая Рр—

прогнута вниз. На

больших высотах

(например, # 2 ) диапазон скоростей полета разделяется

на два изо­

лированных участка. Между точками 2' и 2" Pp<QT,n

и устано­

вившийся горизонтальный полет невозможен. В интервале

2—2'

еще имеется некоторый положительный избыток

тяги — это

дозву­

ковой поддиапазон скоростей

полета. Интервал

между

точками 2'

рой еще возможен

дозвуковой установившийся горизонтальный

полет,

называется

д о з в у к о в ы м

с т а т и ч е с к и м

п о т о л ­

к о м

самолета.

НСз, на которой

Аналогично наибольшую высоту

возможен