Аэродинамика самолета, страница 16

88):- сила тяги Р - в направлении движения;-сила лобового сопротивления Q - в направлении, обратном движению;- составляющая сила веса G2 в направлении, обратном направлению движения;- в направлении, перпендикулярном к траектории полета, действуют подъемная сила Y исоставляющая силы веса G1.Так как подъем является плоским поступательным установившимся движением, то все силы,действующие на самолет, приложены в его центре тяжести.Для выполнения условия равномерности и прямолинейности подъема самолета все действующие нанего силы должны быть взаимно уравновешены. Следовательно, условием прямолинейности движения приподъеме является равенство сил Y и G1.Y = G1 = G ⋅ cosθ .(5.1)Условием равномерности движения самолета будет равенство сил, действующих вдоль траектории:P = Q + G2 = Q + G ⋅ sinθ .(5.2)При нарушении одного из этих равенств движение не будет прямолинейным и равномерным, таккак появившиеся неуравновешенные силы будут искривлять траекторию в первом случае и ускорять илизамедлять движение самолета во втором.Рис.

88 Схема сил на подъемеУ=Gcos θ - условие прямолинейностиP= Q =G sin θ - условие равномерностиИз анализа уравнений сил при подъеме можно сделать следующие выводы:АЭРОДИНАМИКА САМОЛЕТА69- подъемная сила при подъеме меньше, чем в горизонтальном полете на том же угле атаки, так какона уравновешивает только часть веса самолета;- потребная сила тяги при подъеме больше, чем в горизонтальном полете на том же угле атаки,потому что кроме лобового сопротивления она уравновешивает составляющую веса самолета G2. Такимобразом, подъем совершается не за счет увеличения подъемной силы крыла, а за счет увеличения силы тяги.С увеличением угла подъема θ составляющая веса G, направленная перпендикулярно к траекторииподъема, уменьшается, следовательно, должна быть меньше и уравновешивающая ее подъемная сила Y, Приэтом составляющая веса G2 увеличивается, что требует увеличения тяги силовой установки.

Увеличение жесилы тяги при подъеме возможно только при наличии ее избытка.Важной характеристикой самолета является его тяговооруженность - отношение максимальнойрасполагаемой тяги у земли к весу самолета.ϕ=P.G(5.3)У современных самолетов с ТРД тяговооруженность достаточно высокая и может достигатьединицы и более:ϕ = 0,52,ϕ = 0,34.- у самолета МИГ-17- у самолета Л-29Если бы силовая установка обладала тягой, превышающей сумму веса самолета и его лобовогосопротивления, то самолет мог бы выполнять установившийся вертикальный подъем ( θ = 90°).СКОРОСТЬ, ПОТРЕБНАЯ ДЛЯ ПОДЪЕМАСкоростью, потребной для подъема самолета υпод, называется скорость, необходимая длясоздания подъемной силы, уравновешивающей составляющую веса, перпендикулярную траектории подъемана данном угле атаки.Из условия прямолинейности движения можно определить величину потребной для подъемаскорости.Y =G cos θ .Подставив в это уравнение значение подъемной силы, получимCyρυ 2 ПОД2S = G ⋅ cosθ .(5.4)Из уравнения (5.4) находимυ ПОД =2G⋅ cosθ .Cyρ ⋅ S(5.5)2GCyρ ⋅ S - есть численная величина потребной скорости горизонтальногоТак как выражениеполета υГП то формула (5.5) примет видυ ПОД = υ ГП cosθ .(5.6)Величина сosθ всегда меньше единицы, поэтому можно сделать вывод, что для выполненияподъема самолета требуется меньшая скорость, чем при горизонтальном полете на том же угле атаки.

Длянебольших углов подъема (доθ= 20°) потребная скорость для подъема самолета незначительно отличаетсяот потребной скорости горизонтального полета на том же угле атаки. Поэтому при подъеме с углом θ , непревышающим 20 - 25°, можно принимать, что скорость, потребная для подъема, равна скорости, потребнойдля горизонтального полета.АЭРОДИНАМИКА САМОЛЕТА70ТЯГА И МОЩНОСТЬ, ПОТРЕБНЫЕ ПРИ ПОДЪЕМЕТяга, необходимая для того, чтобы уравновесить силу лобового сопротивления и составляющуювеса Gg при подъеме самолета на данном угле атаки, называется потребной тягой для подъема.Из условия равномерности движения можно определить величину тяги, потребной для подъема.Р ПОД = Q + G ⋅ sin θ .(5.7)Если совершать подъем самолета на тех же углах атаки, что и горизонтальный полет, то лобовоесопротивление при подъеме будет численно равно потребной тяге горизонтального полета. Уравнение (5.7)в этом случае можно записать так:Р ПОД = Р ГП + G ⋅ sin θ .

(5.8)Из формулы следует, что для совершения подъема требуется большая тяга, чем длягоризонтального полета на том же угле атаки, так как она нужна не только для преодоления лобовогосопротивления, но и для уравновешивания составляющей силы веса по траектории.На всех скоростях горизонтального полета, кроме максимальной, имеется избыток тяги ΔР. Этотизбыток при подъеме используется для уравновешивания составляющей силы веса G2. Поэтому тяга приподъеме с небольшими (до 30°) углами подъема равнаР ПОД = Р ГП + ΔР.(5.9)Если избыток тяги равен нулю (например, на максимальной скорости), то установившийся подъемсамолета невозможен.Для самолетов с поршневыми двигателями и ТВД характеристики подъема связаны с потребной ирасполагаемой мощностями.Мощность, необходимая для обеспечения подъема самолета на данном угле атаки, называетсяпотребной мощностью подъема.N ПОД = N ГП + ΔΝ.(5.10)Избыток мощности ΔN, представляющий собой разность между располагаемой и потребноймощностями, для различных скоростей и высот полета определяется на графике потребных и располагаемыхмощностей.ПОЛЯРА СКОРОСТЕЙ ПОДЪЕМА САМОЛЕТА.

ПЕРВЫЕ И ВТОРЫЕ РЕЖИМЫ ПОДЪЕМАИз кривых потребных и располагаемых мощностей видно, что при полете на максимальнойскорости избыток мощности равен нулю и, следовательно, вертикальная скорость также равна нулю. Суменьшением скорости от максимальной избыток мощности возрастает и при скорости полета, равнойV=162 км/ч (для самолета Як 52) и V=137 км/ч (для самолета Як-55) (при оборотах двигателя n=100%, навысоте полета Н=500 м, достигает максимального значения). Вертикальная скорость подъема при этомтакже увеличивается до максимального значения.

С дальнейшим уменьшением скорости от VПР =162 KM/Ч(для самолета Як-52) и Vnp=137 км/ч (для самолета Як-55) до минимальной скорости VМИН избытокмощности ΔN и вертикальная скорость набора VУ уменьшаются.Зависимость между скоростью по траектории, вертикальной скоростью подъема и углом подъемаможно представить в виде одного графика, который носит название поляры скоростей подъема илиуказательницы траектории подъема.АЭРОДИНАМИКА САМОЛЕТА71Рис. 89 Поляры скоростей подъема самолетов Як-52 и Як-55Поляра скоростей подъема самолетов Як-52 и Як-55 на высоте 500 м и максимальном режимеработы силовой установки показана на Рис.

89.Каждая точка поляры скоростей подъема наглядно показывает скорость по траектории VПОД(отрезок прямой, проведенной из начала координат в данную точку поляры), вертикальную скоростьподъема VУ (отрезок прямой, проведенной через данную точку поляры скоростей перпендикулярно к осискоростей V и угол подъема - угол, заключенный между вектором скорости УПОД и осью скорости полета).Опускаясь из любой точки кривой на горизонтальную ось по дуге окружности с центром в началекоординат, можно отсчитать скорость полета по траектории подъема.Поляра скоростей подъема позволяет определить характерные режимы установившегося подъема исоответствующие максимальный угол подъема и максимальную вертикальную скорость подъема.РЕЖИМ НАИБОЛЕЕ БЫСТРОГО ПОДЪЕМА (НАБОРА ВЫСОТЫ).Определяется проведением касательной к поляре скоростей подъема параллельно оси скорости.Для самолета Як-52 при оборотах двигателя n= 100%, на высоте полета Н=500 м приборнаяскорость Vnp=162 км/ч, VyМАКС =10 м/с, α =8°.Для самолета Як-55 при частоте вращения коленчатого вала двигателя, равной п=100%, на высотеполета Н=500 м Vnp-= 137 км/ч, VyМАКС=15 м/с, α=90.Этот режим подъема применяется в случае необходимости быстро набрать заданную высоту.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- θ макс=12°. Для самолетаЯк-55 при оборотах двигателя п=100%, на высоте полета Н=500 м и Vnp=115 км/ч- θ макс=22°.Этот режим подъема применяется, когда необходимо «перетянуть» самолет через близкорасположенное препятствие.На поляре скоростей подъема также можно найти режим максимальной теоретической скоростиподъема (определяется проведением касательной дуги к поляре скоростей подъема с центром в началекоординат).Границей первых и вторых режимов подъема, как и в горизонтальном полете, для самолетов Як-52и Як-55 является экономическая скорость.Режимы подъема в диапазоне скоростей отвторыми.VМИН ТЕОР до VЭКdθ, для которых dV >0, называютсяdθПервые режимы подъема имеют место в диапазоне скоростей от VЭК до VМАКС, для которых dV <0.Кроме особенностей, рассмотренных выше применительно к горизонтальному полету, для вторыхрежимов установившегося подъема характерно так называемое обратное действие руля высоты, отклонениеАЭРОДИНАМИКА САМОЛЕТА72руля высоты вверх (взятие ручки управления самолетом на себя) в конечном счете приводит не кувеличению, как в первом режиме, а к уменьшению угла наклона траектории (Рис.