Горизонтальный полет самолета
Зависимость потребной тяги и мощности для горизонтального полета от скорости Як-52 и Як-55. Кривые Н.Е. Жуковского. Схема действующих сил на самолет в установившемся положении. Диапазон скоростей полета. Понятие относительного диапазона скоростей.
| Рубрика | Транспорт |
| Вид | контрольная работа |
| Язык | русский |
| Дата добавления | 23.09.2013 |
| Размер файла | 135,2 K |
Отправить свою хорошую работу в базу знаний просто. Используйте форму, расположенную ниже
Студенты, аспиранты, молодые ученые, использующие базу знаний в своей учебе и работе, будут вам очень благодарны.
Размещено на http://www.allbest.ru/
Горизонтальный полет самолета
Полет самолета от взлета до посадки представляет собой сочетание различных видов движения. Наиболее продолжительным видом движения является прямолинейный полет.
Установившимся прямолинейным полетом называется такое движение самолета, при котором скорость движения с течением времени не изменяется по величине и направлению.
К установившемуся прямолинейному полету относятся горизонтальный полет, подъем и снижение самолета (планирование).
Определим характерные режимы и характеристики горизонтального полета, подъема и планирования применительно к самолетам Як-52 и Як-55, их зависимость от высоты полета, полетного веса и режима работы двигателя.
Установившийся горизонтальный полет
Установившимся горизонтальным полетом называется прямолинейный полет с постоянной скоростью без набора высоты и снижения.
На Рис. 1 показаны силы, действующие на самолет в горизонтальном полете без скольжения, где
Y - подъемная сила;
Х - лобовое сопротивление;
G - вес самолета;
Р - сила тяги двигателя.
Все эти силы необходимо считать приложенными к центру тяжести самолета, так как его прямолинейный полет возможен лишь при условии, что сумма моментов всех сил относительно центра тяжести равна нулю.
Необходимое равновесие моментов летчик создает соответствующим отклонением рулей управления.
Из рисунка видно, что вес самолета G уравновешивает подъемная сила самолета Y, а лобовое сопротивление Х - сила тяги Р.
Для установившегося горизонтального полета необходимы два условия:
Y-G=0 (условие постоянства высоты H=const); (4.1)
Р-Х=0 (условие постоянства скорости V=const). (4.2)
Эти равенства называются уравнениями движения для установившегося горизонтального полета. При нарушении этих равенств движение самолета станет криволинейным и неравномерным.
Пользуясь этими равенствами, можно определить скорость, коэффициент подъемной силы, тягу и мощность, потребные для горизонтального полета.
Рис. 1. Схема действующих сил на самолет в установившемся полете
Скорость, потребная для горизонтального полета
Для того чтобы крыло самолета могло создать подъемную силу, равную весу самолета, нужно, чтобы оно двигалось с определенной скоростью относительно воздушных масс.
Скорость, необходимая для создания подъемной силы, равной весу самолета при полете самолета на данном угле атаки и данной высоте полета, называется потребной скоростью горизонтального полета.
По определению горизонтального полета должно быть выполнено условие У=G.
(4.3)
следовательно,
(4.4)
Решив это уравнение, найдем скорость, потребную для выполнения горизонтального полета
(4.5)
Величина потребной скорости зависит от веса самолета, площади его крыла, от высоты полета (выраженной через массовую плотность ?) и коэффициента подъемной силы Су.
Из формулы (4.5) видно, что с увеличением веса самолета скорость, потребная для горизонтального полета, также увеличивается, так как для уравновешивания большего веса требуется большая подъемная сила, что достигается (при прочих равных условиях) увеличением скорости полета (см. формулу 6.4). Увеличение площади крыла, наоборот, уменьшает потребную скорость. Для расчетов на практике обычно применяют отношение
(4.6)
называемое удельной нагрузкой на крыло.
У современных самолетов удельная нагрузка на крыло колеблется в широких пределах: от 100 кг/м2 у легких самолетов до 800 кг/м2 и более у тяжелых самолетов и самолетов больших скоростей полета.
С увеличением высоты полета массовая плотность воздуха уменьшается. Согласно формуле (6.5) уменьшение плотности приводит к увеличению потребной скорости полета.
Если изменять угол атаки, то пропорционально будет изменяться и коэффициент подъемной силы Су. А изменение Су отражается на величине потребной скорости горизонтального полета. Чем меньше Су (и угол атаки соответственно), тем больше должна быть скорость полета, и наоборот. Из этого следует важный вывод: каждому углу атаки на данной высоте полета соответствует вполне определенная скорость горизонтального полета VГ.П.
Тяга и мощность, потребные для горизонтального полета
Потребной тягой для горизонтального полета называется тяга, необходимая для установившегося горизонтального полета, т.е. для уравновешивания лобового сопротивления самолета на данном угле атаки (Рп=Х).
В горизонтальном полете подъемная сила равна весу самолета Y=G, тогда, разделив первое равенство на второе, получим
(4.7)
Формула показывает, что чем меньше вес самолета и чем больше его качество К, тем меньшая тяга потребуется для горизонтального полета. Но качество самолета зависит от угла атаки, следовательно, при изменении угла атаки меняется и потребная тяга. Поэтому для определения потребной тяги при заданном угле атаки необходимо предварительно найти соответствующее ей качество самолета.
Чтобы найти зависимость Рп от VГ П. подставим в формулу (4.7) развернутое выражение подъемной силы, получим Из формулы видно, что потребная тяга горизонтального полета зависит от квадрата скорости.
На Рис. 2 приведены кривые зависимости Рп от VГП скорости полета на высоте Н=500 м для самолетов Як-52 и Як-55.
Рис. 2. Кривые потребных тяг для горизонтального полета самолетов Як-52 и Як-55
Зависимость потребной тяги и мощности для горизонтального полета от скорости горизонтального полета. Кривые Н.Е. Жуковского
Для полной характеристики горизонтального полета и определения летных данных самолетов воспользуемся графоаналитическим методом, предложенным Н.Е. Жуковским. Наложим на кривые потребных тяг и мощностей Рп и Nп кривые располагаемых тяг и мощностей Рр и Np. Полученные таким образом кривые носят название кривых потребных и располагаемых тяг и мощностей, или кривых Н.Е. Жуковского (Рис. 4, Рис. 5).
На рисунках приведены кривые РП, NП, PР и NР самолетов Як-52 и Як-55 (Н=500 м и Н=1000 м).
Рис. 4. Кривые располагаемых и потребных тяг самолетов Як-52 и Як-55 (кривые Н.Е. Жуковского)
Рис. 5. Кривые располагаемых и потребных мощностей самолетов Як-52 и Як-55 (кривые Н.Е. Жуковского)
Располагаемой тягой (мощностью) принято называть наибольшую тягу (мощность), которую может развить силовая установка на данной высоте и скорости полета Располагаемая тяга зависит от высоты, поэтому кривую необходимо брать для той высоты, на которой задано определить летные качества самолета
Точка пересечения кривых соответствует полету с наименьшим возможным в горизонтальном полете углом атаки, то есть полету на максимальной скорости горизонтального полета (для самолета Як 52 - Vгп =300 км/ч, для Як-55 - VГП.макс).
С уменьшением скорости полета и увеличением угла атаки потребная тяга и мощность уменьшаются, минимальная потребная тяга находится проведением касательной к кривой РП параллельно оси скорости. Точка касания обозначает угол атаки, при котором требуется минимальная тяга для горизонтального полета (для самолета Як-52 при Н=500 м Рп =103 кгс, для Як-55 при Н=500 м РПмин =87 кгс).
Из формулы потребной тяги следует, что минимальная тяга для горизонтального полета потребуется при максимальном качестве самолета
(4.12)
Максимальное качество самолета достигается при наивыгоднейшем угле атаки Скорость, соответствующая aнв, называется наивыгоднейшей скоростью горизонтального полета VНВ (для самолета Як-52 Vнв=162 км/ч, для Як-55 Vнв=137 км/ч).
При наивыгоднейшем угле атаки требуется минимальная потребная тяга Рмин. Следовательно, расход топлива на один километр пути будет минимальным и дальность полета максимальной.
Но расход топлива был бы минимальным, если бы двигатель работал без потерь. Поэтому для компенсации потерь требуется дополнительная тяга двигателя и общая тяга PПнв будет больше на эту величину. Минимальный километровый расход топлива получается на несколько большей скорости, чем наивыгоднейшая.
Далее, анализируя график на Рис. 4, видно, что при дальнейшем уменьшении скорости (после наивыгоднейшей) и увеличении угла атаки потребная тяга растет. Это объясняется ухудшением качества самолета.
Скорость может быть уменьшена до минимальной, соответствующей критическому углу атаки. Касательная к кривой, параллельной оси Р, отмечает угол атаки и соответствующую ему минимальную скорость горизонтального полета.
Для того чтобы установить ту или иную скорость горизонтального полета самолета, летчику необходимо создать условия (изменяя тягу двигателя) равенства располагаемой и потребной тяги (РП=Рр). Поэтому на скоростях, меньших максимальной, летчику необходимо уменьшить тягу двигателя до определенной величины, и точка пересечения располагаемой и потребной тяги будет на меньшей, выбранной летчиком скорости.
Если располагаемая тяга будет больше потребной, то самолет начнет подниматься, если меньше - снижаться. В обоих случаях самолет не будет лететь горизонтально.
Анализируя график Рис. 4, можно сделать вывод, что на всех скоростях, кроме максимальной, тяга силовой установки РРмакс больше потребной тяги РП.
Диапазоном скоростей горизонтального полета называется разность между максимальной и практической минимальной скоростями на одной и той же высоте полета.
Следовательно, диапазон скоростей горизонтального полета будет равен
(4.13)
Для сравнения разных самолетов пользуются понятием относительный диапазон скоростей. Относительным диапазоном скоростей называется отношение диапазона скоростей к максимальной скорости полета. Чем больше относительный диапазон скоростей, тем лучше самолет в летном отношении. В относительном диапазоне скоростей самолета находятся также характерные скорости, как экономическая, наивыгоднейшая и максимальная.
В установившемся горизонтальном полете тяга силовой установки должна уравновешивать лобовое сопротивление. Это значит, что в любом режиме полета, кроме Умакс, летчику необходимо задросселировать двигатель (уменьшить обороты коленчатого вала), то есть уменьшить мощность до такой степени, чтобы она сравнялась с потребной мощностью.
Если после уравновешивания самолета в одном из режимов установившегося горизонтального полета скорость по какой-либо причине изменится, то поведение самолета в большей степени будет зависеть от соотношения приращения потребной мощности и располагаемой мощности задросселированного двигателя Nдр.
Интервал первых режимов - это все скорости от Vмакс до Vэк, для которых производные мощности от скорости полета больше производной мощности задросселированного двигателя от скорости . Интервал вторых режимов - это все скорости от Vэк до Vмин, для которых
Это значит, что увеличение скорости горизонтального полета на первых режимах сопровождается уменьшением избытка мощности, а на вторых режимах - увеличением избытка мощности. Границей первых и вторых режимов горизонтального полета является экономическая скорость горизонтального полета, при которой устанавливается равенство
(Рис. 6).
Полет самолета на первых режимах выполняется на малых углах атаки, когда крыло обтекается установившимся ламинарным воздушным потоком, самолет хорошо устойчив и управляем. Поэтому обычно пользуются первыми режимами.
Для установившегося горизонтального полета на некоторой скорости V1 в области первых режимов (Рис. 6) двигатель должен быть задросселирован до характеристики Мдр1. При случайном увеличении скорости горизонтального полета возникает отрицательный избыток мощности, самолет будет двигаться с торможением и вернется к исходной скорости. При уменьшении скорости избыток мощности будет направлен вперед и самолет также восстановит скорость исходного режима. Для сохранения скорости на первых режимах от летчика требуется одно - выдерживать горизонтальный полет при помощи руля высоты. Если летчику по условиям полета необходимо перейти на новую, большую скорость, в пределах первых режимов на той же высоте, то, сохраняя горизонтальный полет, он должен увеличить мощность двигателя, а для перехода на меньшую скорость горизонтального полета - уменьшить мощность силовой установки (уменьшить частоту вращения коленчатого вала).
тяга мощность самолет скорость
Размещено на Allbest.ru
...Подобные документы
Расчет летных характеристик самолета и его скороподъемности. Определение взлетных и посадочных параметров, вычисление дальности и продолжительности полета на заданной скорости. Расчет затрат топлива и дальности полета на участках набора высоты и снижения.
курсовая работа [924,1 K], добавлен 19.12.2012Линии пути, используемые в навигации. Системы отсчета высоты полета, учет ошибок барометрического высотомера, расчет высоты полета. Способы измерения высоты полета. Способы измерения курса. Зависимость между курсами. Навигационный треугольник скоростей.
курсовая работа [1,1 M], добавлен 13.02.2014Тактико-технические характеристики самолета Ту-134А. Взлетная и посадочная поляры. Построение диаграммы потребных и располагаемых тяг. Расчет скороподъемности и максимальной скорости горизонтального полета. Дроссельные характеристики двигателей самолета.
курсовая работа [662,8 K], добавлен 10.12.2013Создание плана полета или маршрута. Редактирование плана полета или маршрута. Подтверждение и введение местоположения самолета, даты и времени. Путевые точки по которым самолет будет лететь в действительности. Стандартная схема вылета по приборам.
учебное пособие [1,0 M], добавлен 21.08.2013Геометрические и аэродинамические характеристики самолета. Летные характеристики самолета на различных этапах полета. Особенности устойчивости и управляемости самолета. Прочность самолета. Особенности полета в неспокойном воздухе и в условиях обледенения.
книга [262,3 K], добавлен 25.02.2010Оценка значимости многолетнего режима температуры на высотах над участками воздушной трассы. Расчет возможных пределов изменения практического потолка и предельно допустимой высоты полета конкретного типа самолета и максимально допустимой скорости полета.
курсовая работа [531,4 K], добавлен 13.12.2014Принципиальным усовершенствованием самолета является его превращение из винтомоторного в реактивный. Чтобы поднять скорость полета ставится более мощный двигатель. Выходом является применение реактивной тяги. Применяется турбореактивный двигатель.
реферат [23,8 K], добавлен 15.07.2008Климатические особенности и физико-географические характеристики района полета по маршруту Екатеринбург-Новосибирск. Оценка количественного влияния многолетнего температурного режима на предельно допустимую высоту и скорость полета самолета ТУ-154Б-2.
курсовая работа [26,9 K], добавлен 14.07.2012Рассмотрение понятия и основных правил бокового движения самолета. Оценка боковых сил при скольжении и их уравновешивание для сохранения заданного установившегося прямолинейного полета. Составление моментной диаграммы рыскания, а также диаграммы крена.
лекция [1,1 M], добавлен 18.12.2015Вывод уравнения движения самолета в турбулентной атмосфере (в продольном канале). Линеаризация этих уравнений относительно установившегося горизонтального полета. Вычисление передаточной функции и дисперсии перегрузки. Подпрограмма расчета полиномов.
курсовая работа [538,9 K], добавлен 27.07.2013Общие сведения об автоматическом управлении движением центра масс самолета. Характеристики сервопривода автопилота. Управление скоростью полета путем регулирования тяги двигателя. Интегрированное управление движением самолета, стабилизация высоты.
курсовая работа [1,9 M], добавлен 20.02.2013Классификация летательных аппаратов по принципу полета. Определение понятия "самолет". Этапы создания самолета. Аксиомы проектирования, типы фюзеляжей, крыла, оперения. Безопасность самолета, роль шасси и тормозной системы. Рейтинг опасности авиалайнеров.
презентация [1,4 M], добавлен 04.11.2015Оценка значимости многолетнего режима температуры на высотах над участками воздушной трассы для обеспечения безопасности и повышения экономичности полетов. Расчет предельно допустимой высоты полета самолета Ту-154 по маршруту Иркутск–Благовещенск.
курсовая работа [777,5 K], добавлен 19.11.2015Особенности динамики полета - науки о законах движения летательных аппаратов под действием аэродинамических и гравитационных сил. Расчет трасполагаемых тяг, характеристик устойчивости и управляемости самолета. Определение аэродинамической хорды крыла.
контрольная работа [79,2 K], добавлен 14.06.2010Предварительная прокладка маршрута. Расчет безопасных высот, топлива и взлетной массы, навигационных элементов на участках маршрута. Порядок и принципы выполнения полета, предъявляемые к нему требования и процедуры. Особые случаи при совершении полета.
курсовая работа [3,2 M], добавлен 26.10.2014Устойчивость, управляемость самолета. Принцип действия рулей. Центровка самолета, фокус его крыла. Понятие аэродинамической компенсации. Особенности поперечной устойчивости и управляемости на больших скоростях полета. Боковая устойчивость и управляемость.
лекция [2,9 M], добавлен 23.09.2013Требования к военно-транспортному стратегическому самолету с грузоподъемностью 120 т и дальностью полета 6500 км. Выбор схемы самолета и сочетания основных параметров самолета и его систем. Расчет геометрических, весовых и энергетических характеристик.
курсовая работа [1,6 M], добавлен 28.06.2011Осуществление предварительной и предполетной подготовки членов летных экипажей. Приятие решения на вылет. Расчет количества топлива потребного на полет. Радио-план полета по маршруту до основного аэродрома. Технология выполнения полета по маршруту.
курсовая работа [2,8 M], добавлен 21.09.2023Схемы крыла, фюзеляжа, оперения, шасси и двигателей самолета. Удельная нагрузка на крыло. Расчет стартовой тяговооруженности, взлетной массы и коэффициента отдачи по коммерческой нагрузке. Определение основных геометрических параметров самолета.
курсовая работа [805,8 K], добавлен 20.09.2012Физико-географические и авиационно-климатические особенности района полета самолета ТУ-134. Анализ многолетнего режима температуры воздуха для аэропортов, количественная оценка его влияния на предельно допустимую высоту и скорость полета самолета ТУ-134.
курсовая работа [118,8 K], добавлен 06.07.2015
