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

угольным крылом малого удлинения, имеющих небольшое значе­ ние /Сшах, явно выраженного дозвукового потолка вообще может не быть (рис. 7.13).

На всем верхнем участке границы диапазона скоростей и высот установившегося горизонтального полета выполняется условие Рр — = Qr.n, соответствующее определению скорости Vm ax. На этом осно­

вании эту границу можно рассматривать как участок линии Однако чаще ее называют

линией статических по­ толков, а высоты, соответ­ ствующие ее точкам, — статическими потолками режимов, поскольку каж­ дая такая высота дейст­ вительно является пре­ дельной для установивше­ гося горизонтального по­ лета с соответствующей скоростью (числом М) .

По соображениям без­ опасности и минималь­ ная, и максимальная ско­ рости полета любого се­

рийного самолета ограничиваются. Предельные (по ограничениям)

рость обычно задается ее приборным значением. Максимально до­

Непосредственные причины ограничения скоростей полета бу­ дут рассмотрены после изучения пилотажных свойств самолета.

Как правило, минимально и максимально допустимые скорости отсекают небольшие участки диапазона скоростей и высот уста­ новившегося горизонтального полета, как это показано (для при­ мера) на рис. 7.12 и 7.13. Область скоростей между ограничения­ ми называют э к с п л у а т а ц и о н н ы м д и а п а з о н о м с к о р о ­ с т е й п о л е т а .

§ 7.5. Первые и вторые режимы горизонтального полета

Диапазон скоростей полета деля-т на участки первых и вторых режимов. Первыми называют режимы полета, на которых увели­ чение скорости сопровождается уменьшением избытка тяги

-jy- < О I. На вторых режимах при увеличении скорости избыток

217

тяги увеличивается dkpdV ~> Oj . Область явно выраженных вторых

Заметив изменение высоты (появление вертикальной скорости, изменение угла тангажа), летчик отклонением ручки восстанав­ ливает горизонтальность полета. Пусть к этому моменту скорость

ния горизонтальности полета скорость также автоматически вос­ становится.

Если таким же образом установить скорость Уз в,области вто-

218

рых режимов, то после ее случайного уменьшения до V\ и восста­ новления горизонтальности полета самолет под действием отрица­ тельного избытка тяги АР'2 будет продолжать тормозиться, а после случайного увеличения скорости до V"2 будет самопроиз­ вольно разгоняться и уравновесится на скорости V™ в области первых режимов.

Таким образом, при выполнении полета в области вторых ре­ жимов недостаточно контролировать и корректировать горизон­ тальность полета. Здесь, кроме того, необходимо отдельно контро­ лировать скорость и принимать специальные меры для ее восста­ новления после каждого возмущения — либо временно изменять тягу двигателя, либо выполнять волну (вниз для увеличения ско­ рости и вверх для ее уменьшения). Указанные обстоятельства сильно загружают внимание летчика и снижают точность пило­ тирования в области вторых режимов полета.

По-разному осуществляется и переход с одной скорости на дру­ гую в рамках первых и вторых режимов. На первых режимах для увеличения скорости необходимо, выдерживая горизонтальность полета, увеличить тягу силовой установки и с выходом на желае­ мую скорость уточнить режим работы двигателя. Для перехода на меньшую скорость требуется несколько задросселировать дви­ гатель. На вторых режимах для увеличения скорости самолету нужен лишь начальный импульс в виде кратковременного увели­ чения тяги или перехода на снижение. На большей скорости здесь требуется меньшая тяга и, следовательно, двигатель должен быть дополнительно задросселирован по сравнению с первоначальным режимом полета. Для перехода на меньшую скорость после на­ чального толчка в виде кратковременного перевода самолета в набор высоты или уменьшения тяги двигатель должен быть вы­ веден на повышенные (по сравнению с начальным режимом) обо­ роты.

Наиболее опасно случайное уменьшение скорости в области вторых режимов, расположенной левее 1/Наив- Своевременно не за­ меченное летчиком, оно быстро прогрессирует и может привести к выходу самолета на режим сваливания. Это особенно характерно для самолетов с крылом небольшого удлинения, имеющих крутую

219

— —- — О и уравнения движения (6.9) и (6.10) принимают вид:

ния схемы действующих на самолет сил (рис. 7.16).

G

Рис. 7.16. Силы, действующие на самолет при подъеме

При подъеме подъемная сила уравновешивает не весь вес са­ молета, а лишь его нормальную составляющую. Соответственно

Тангенциальная составляющая веса в установившемся подъеме должна быть уравновешена дополнительной, избыточной над со­ противлением силой тяги:

G sin 0 = Я п о д - Q n o i .

Наибольший угол 0Р , при котором возможен установившийся подъем самолета на данном режиме полета (V, Я ) , называют р а с п о л а г а е м ы м . Как видно из последнего выражения, ве­ личина этого угла определяется располагаемым значением про­ дольной перегрузки

220

Углы установившегося подъема обычно сравнительно невелики. Поэтому при равных числах М (скоростях) и высотах можно счи­ тать силы лобового сопротивления самолета при подъеме и в го­ ризонтальном полете одинаковыми и определять располагаемую

Большая высота

Ртах

Рис. 7.17. К определению располагаемой продоль­ ной перегрузки

но соответствуют наивыгоднейшей скорости полета. На этой ско­ рости максимальным будет и располагаемый угол подъема. Заме­ тим, что такая же картина характерна для дозвуковых и около­ звуковых самолетов во всем диапазоне высот.

быстро уменьшаются и на дозвуковом статическом потолке равны

мая тяга, и вблизи этой скорости образуются вторые «сверхзвуко­

221