Подъем самолета
Схема сил, действующих на самолет. Скорость, потребная для подъема. Поляр скоростей самолета: первые и вторые режимы. Зависимость между скоростью по траектории, вертикальной скоростью и углом подъема Як-52 и Як-55. Режим наиболее быстрого набора высоты.
| Рубрика | Транспорт |
| Вид | контрольная работа |
| Язык | русский |
| Дата добавления | 23.09.2013 |
| Размер файла | 220,5 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/
Подъем самолета
Подъем является одним из видов установившегося движения самолета, при котором самолет набирает высоту по траектории, составляющей с линией горизонта некоторый угол.
Установившийся подъем - это прямолинейный полет самолета с набором высоты с постоянной скоростью. Режим подъема характеризуется следующими параметрами:
- скоростью по траектории - скорость подъема ?;
- углом наклона траектории подъема к горизонту - угол подъема;
- вертикальной составляющей скорости подъема - вертикальная скорость uу.
Схема сил, действующих на самолет на подъеме
Рассмотрим прямолинейный установившийся подъем самолета, траектория которого наклонена к горизонту под некоторым углом , называемым углом подъема.
При подъеме на самолет действуют следующие силы (Рис. 1):
- 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 и составляющая 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 на него силы должны быть взаимно уравновешены. Следовательно, условием прямолинейности движения при подъеме является равенство сил Y и G1.
(5.1)
Условием равномерности движения самолета будет равенство сил, действующих вдоль траектории:
. (5.2)
При нарушении одного из этих равенств движение не будет прямолинейным и равномерным, так как появившиеся неуравновешенные силы будут искривлять траекторию в первом случае и ускорять или замедлять движение самолета во втором.
Рис. 1. Схема сил на подъеме
У=Gcos - условие прямолинейности
P= Q =G sin - условие равномерности
Из анализа уравнений сил при подъеме можно сделать следующие выводы:
- подъемная сила при подъеме меньше, чем в горизонтальном полете на том же угле атаки, так как она 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. Таким образом, подъем совершается не за счет увеличения подъемной силы крыла, а за счет увеличения силы тяги. С увеличением угла подъема составляющая веса G, направленная перпендикулярно к траектории подъема, уменьшается, следовательно, должна быть меньше и уравновешивающая ее подъемная сила Y, При этом составляющая веса G2 увеличивается, что требует увеличения тяги силовой установки. Увеличение же силы тяги при подъеме возможно только при наличии ее избытка.
Важной характеристикой самолета является его тяговооруженность - отношение максимальной располагаемой тяги у земли к весу самолета.
(5.3)
У современных самолетов с ТРД тяговооруженность достаточно высокая и может достигать единицы и более:
- у самолета МИГ-17 j = 0,52,
- у самолета Л-29 j = 0,34.
Если бы силовая установка обладала тягой, превышающей сумму веса самолета и его лобового сопротивления, то самолет мог бы выполнять установившийся вертикальный подъем ( = 90°).
Скоростью, потребной для подъема самолета uпод, называется скорость, необходимая для создания подъемной силы, уравновешивающей составляющую веса, перпендикулярную траектории подъема на данном угле атаки.
Из условия прямолинейности движения можно определить величину потребной для подъема скорости.
Y =G cos .
Подставив в это уравнение значение подъемной силы, получим
(5.4)
Из уравнения (5.4) находим
(5.5)
Так как выражение - есть численная величина потребной скорости горизонтального полета uГП то формула (5.5) примет вид
(5.6)
Величина всегда меньше единицы, поэтому можно сделать вывод, что для выполнения подъема самолета требуется меньшая скорость, чем при горизонтальном полете на том же угле атаки. Для небольших углов подъема (до = 20°) потребная скорость для подъема самолета незначительно отличается от потребной скорости горизонтального полета на том же угле атаки. Поэтому при подъеме с углом , не превышающим 20 - 25°, можно принимать, что скорость, потребная для подъема, равна скорости, потребной для горизонтального полета.
Тяга и мощность, потребные при подъеме
Тяга, необходимая для того, чтобы уравновесить силу лобового сопротивления и составляющую веса Gg при подъеме самолета на данном угле атаки, называется потребной тягой для подъема.
Из условия равномерности движения можно определить величину тяги, потребной для подъема.
(5.7)
Если совершать подъем самолета на тех же углах атаки, что и горизонтальный полет, то лобовое сопротивление при подъеме будет численно равно потребной тяге горизонтального полета. Уравнение (5.7) в этом случае можно записать так:
. (5.8)
Из формулы следует, что для совершения подъема требуется большая тяга, чем для горизонтального полета на том же угле атаки, так как она нужна не только для преодоления лобового сопротивления, но и для уравновешивания составляющей силы веса по траектории.
На всех скоростях горизонтального полета, кроме максимальной, имеется избыток тяги Р. Этот избыток при подъеме используется для уравновешивания составляющей силы веса G2. Поэтому тяга при подъеме с небольшими (до 30°) углами подъема равна
(5.9)
Если избыток тяги равен нулю (например, на максимальной скорости), то установившийся подъем самолета невозможен.
Для самолетов с поршневыми двигателями и ТВД характеристики подъема связаны с потребной и располагаемой мощностями.
Мощность, необходимая для обеспечения подъема самолета на данном угле атаки, называется потребной мощностью подъема.
(5.10)
Избыток мощности N, представляющий собой разность между располагаемой и потребной мощностями, для различных скоростей и высот полета определяется на графике потребных и располагаемых мощностей.
Поляра скоростей подъема самолета. Первые и вторые режимы подъема
Из кривых потребных и располагаемых мощностей видно, что при полете на максимальной скорости избыток мощности равен нулю и, следовательно, вертикальная скорость также равна нулю. С уменьшением скорости от максимальной избыток мощности возрастает и при скорости полета, равной V=162 км/ч (для самолета Як 52) и V=137 км/ч (для самолета Як-55) (при оборотах двигателя n=100%, на высоте полета Н=500 м, достигает максимального значения). Вертикальная скорость подъема при этом также 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 избыток мощности N и вертикальная скорость набора VУ уменьшаются.
Зависимость между скоростью по траектории, вертикальной скоростью подъема и углом подъема можно представить в виде одного графика, который носит название поляры скоростей подъема или указательницы траектории подъема.
Рис. 2. Поляры скоростей подъема самолетов Як-52 и Як-55
Поляра скоростей подъема самолетов Як-52 и Як-55 на высоте 500 м и максимальном режиме работы силовой установки показана на Рис. 2.
Каждая точка поляры скоростей подъема наглядно показывает скорость по траектории VПОД (отрезок прямой, проведенной из начала координат в данную точку поляры), вертикальную скорость подъема VУ (отрезок прямой, проведенной через данную точку поляры скоростей перпендикулярно к оси скоростей 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 начале координат, можно отсчитать скорость полета по траектории подъема.
Поляра скоростей подъема позволяет определить характерные режимы установившегося подъема и соответствующие 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 приборная скорость Vnp=162 км/ч, VyМАКС =10 м/с, ? =8°.
Для самолета Як-55 при частоте вращения коленчатого вала двигателя, равной п=100%, на высоте полета Н=500 м Vnp-= 137 км/ч, VyМАКС=15 м/с, a=90.
Этот режим подъема применяется в случае необходимости быстро набрать заданную высоту.
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-макс=12°. Для самолета Як-55 при оборотах двигателя п=100%, на высоте полета Н=500 м и Vnp=115 км/ч-макс=22°.
Этот режим подъема применяется, когда необходимо «перетянуть» самолет через близко расположенное препятствие.
На поляре скоростей подъема также можно найти режим максимальной теоретической скорости подъема (определяется проведением касательной дуги к поляре скоростей подъема с центром в начале координат).
Границей первых и вторых режимов подъема, как и в горизонтальном полете, для самолетов Як-52 и Як-55 является экономическая скорость.
Режимы подъема в диапазоне скоростей от , для которых >0, называются вторыми.
Первые режимы подъема имеют место в диапазоне скоростей от VЭК до VМАКС, для которых <0.
Кроме особенностей, рассмотренных выше применительно к горизонтальному полету, для вторых режимов установившегося подъема характерно так называемое обратное действие руля высоты, отклонение руля высоты вверх (взятие ручки управления самолетом на себя) в конечном счете приводит не к увеличению, как в первом режиме, а к уменьшению угла наклона траектории (Рис. 3).
При взятии ручки управления на себя угол атаки увеличивается, подъемная сила Y возрастает и траектория сначала искривляется вверх, т.е. угол подъема увеличивается. Однако самолет не имеет возможности уравновеситься на более крутой траектории, так как избыток тяги ?P1, имевшийся в исходном режиме полета и уравновешивающий составляющую веса G sin 1, окажется недостаточным для уравновешивания возрастающей составляющей силы веса самолета при новом увеличенном угле подъема
Скорость, а значит, и подъемная сила начинают уменьшаться, а траектория, ставшая сразу после взятия ручки управления на себя более крутой, будет постепенно (по мере падения скорости) отклоняться вниз. Так как на вторых режимах избыток тяги с уменьшением скорости уменьшается, то равенство ?Р2=Gsin будет достигнуто лишь при новом угле наклона траектории .
На первых режимах подъема взятие ручки управления самолетом на себя сопровождается увеличением угла подъема, так как уменьшение скорости (после взятия ручки управления на себя) вызывает увеличение избытка тяги, а большему избытку тяги соответствует более крутой подъем самолета.
Рис. 3. 1-е и 2-е режимы подъема
Важной характеристикой скороподъемности самолета является барограмма подъема, которая представляет собой график, показывающий время, затрачиваемое на набор той или иной высоты на режиме максимальной вертикальной скорости подъема.
Барограмму подъема можно получить практически в полете с помощью барографа (бароспидографа) или путем записи показаний высотомера через определенные промежутки времени. Барограмму можно построить и расчетным путем, используя график изменения вертикальной скорости подъема по высоте.
С помощью барограммы подъема можно определять время набора любой высоты.
Для построения барограммы подъема расчетным путем нужно иметь график ?y = f(H) (Рис. 4). Расчет проводится в следующем порядке.
1. Разделяем всю набираемую высоту (до теоретического потолка) на ряд участков (Н1, Н2, Н3, Н4 и т.д.) с таким расчетом, чтобы вертикальные скорости в начале и конце участка отличались по величине не более чем в 1,5 раза.
2. По графику uу = f{H} находим значения вертикальной скорости на границе каждого участка. Полученные данные заносятся в таблицу.
3. Для каждого участка находим uУСР - среднюю скорость вертикального подъема.
4. Вычисляем продолжительность подъема на каждом участке по формуле
. (5.11)
самолет подъем скорость высота
5. Складывая нарастающим итогом величины ?t, получим время набора той или иной высоты.
Для удобства пользования время выражаем в минутах.
По полученным данным ci роится барограмма подъема.
Из Рис. 5 видно, что, чем ближе к потолку, тем больше времени требуется для набора одинаковой высоты.
Рис. 4. К расчету барограммы подъема
Рис. 5. Барограмма подъема
Кривая Н = f(t) асимптотически приближается к теоретическому потолку самолета, но для его достижения требуется бесконечно большое время.
С подъемом на высоту избыток тяги уменьшается и на какой-то определенной высоте становится равным нулю. А это значит, что и вертикальная скорость установившегося подъема тоже уменьшится до нуля. На этой высоте и выше самолет не имеет возможности совершать установившийся подъем.
Высота полета, на которой вертикальная скорость установившегося подъема равна нулю, называется теоретическим (или статическим) потолком самолета.
Размещено на Allbest.ru
...Подобные документы
Расчёт и построение поляр дозвукового пассажирского самолета. Определение минимального и макимального коэффициентов лобового сопротивления крыла и фюзеляжа. Сводка вредных сопротивлений самолета. Построение поляр и кривой коэффициента подъемной силы.
курсовая работа [923,9 K], добавлен 01.03.2015Общие 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 20.02.2013Общий вид самолета Ту-154. Построение полетных поляр транспортного судна и кривых потребных и располагаемых тяг. Влияние изменения массы на летные характеристики. Определение вертикальной скорости набора высоты. Расчет границ, радиуса и времени виража.
курсовая работа [443,2 K], добавлен 14.11.2013Статистическое проектирование облика самолета. Расчет поляр и аэродинамического качества во взлетной, посадочной и крейсерской конфигурациях. Конструкция лонжерона крыла. Технологический процесс листовой штамповки. Определение себестоимости самолета.
дипломная работа [2,1 M], добавлен 17.04.2012Исследование взлетно-посадочных характеристик самолета: определение размеров крыла и углов стреловидности; расчет критического числа Маха, аэродинамического коэффициента лобового сопротивления, подъемной силы. Построение взлётной и посадочной поляр.
курсовая работа [1007,9 K], добавлен 24.10.2012Разработка системы автоматического управления углом тангажа легкого самолета, предназначенного для проведения аэрофотосъемки в рамках геологических исследований. Анализ модели самолета. Основные вероятностные характеристики шумов в управляемом объекте.
дипломная работа [890,5 K], добавлен 19.02.2012Конструктивные и аэродинамические особенности самолета. Аэродинамические силы профиля крыла самолета Ту-154. Влияние полетной массы на летные характеристики. Порядок выполнения взлета и снижения самолета. Определение моментов от газодинамических рулей.
курсовая работа [651,9 K], добавлен 01.12.2013Проблема обеспечения надежности и работоспособности авиационной техники, безопасности пассажирских авиаперевозок. Процесс подготовки грамотного инженера-авиамеханика. Определение, выбор и расчет геометрических и аэродинамических характеристик самолета.
курсовая работа [531,8 K], добавлен 04.01.2016Геометрические 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 25.02.2010Общая характеристика самолета АН-124 с двигателями Д-18Т. Построение полетных поляр, кривых потребных и располагаемых тяг. Определение посадочных характеристик в стандартных условиях. Расчет характеристик самолета при выполнении установившегося виража.
курсовая работа [732,6 K], добавлен 10.02.2014Подготовка летных экипажей на случай аварии самолета. Предполетный инструктаж пассажиров. Действия экипажа и пассажиров перед вынужденной посадкой. Аварийное оборудование самолета. Обязанности членов экипажа при вынужденной посадке самолета на сушу.
методичка [3,0 M], добавлен 21.07.2009Особенности проектирования пассажирского самолета. Параметрический анализ однотипных аэропланов и технических требований к ним. Формирование облика самолета, определение массы конструкции, компоновка фюзеляжа, багажных помещений и оптимизация параметров.
курсовая работа [202,5 K], добавлен 13.01.2012Определение геометрических и массовых характеристик самолета. Назначение эксплуатационной перегрузки и коэффициента безопасности. Выбор конструктивно-силовой схемы крыла. Определение толщины обшивки. Расчет элементов планера самолета на прочность.
курсовая работа [3,2 M], добавлен 14.05.2013Требования 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 28.06.2011Классификация 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 04.11.2015Физико-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 06.07.2015Схемы 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 20.09.2012Тактико-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 10.12.2013Этапы посадки воздушного средства. Планирование как установившееся движение самолета, необходимое для подвода его к земле на безопасной скорости. Главные особенности выравнивания, выдерживания и пробега. Посадочные характеристики воздушного средства.
презентация [1,3 M], добавлен 09.01.2013Расчет геометрических характеристик фюзеляжа самолета, горизонтальное оперение. Расчет минимального коэффициента лобового сопротивления пилона. Взлетно-посадочные характеристики самолета. Построение зависимости аэродинамического качества от угла атаки.
курсовая работа [1,2 M], добавлен 29.10.2012
