книги из ГПНТБ / Павловский К.М. Практическая аэродинамика и динамика полета летательных аппаратов учебное пособие

График, на котором показана зависимость

лобового

сопро­

тивления

(потребной

тяги) в горизонталь­

ном, полете от скоро­

сти, впервые

был

предложен и исполь­

зован для анализа

летных характери­

стик проф.Н.Е.1уков~

ским и носит его имя

(рис. 4 .2 ). Поскаль-

ку К,тй достигаетоя

,

при

угле

атаки

.

I

Qi

а при максимальном

y~ ~ \rL- -А-.....—

1---------- '-ГГ—.,

качестве

потребная

^ив

V

тяга минимальна

(формула 4 .8 ), то

Рис. 4.2

на

графике легко

определить скорость, при которой минимальна

величина Р.

Эта скорость называется н е в ы г о д н е й ш е й

-

\ j т ,

VH8 ~ \I c v„e ?S

(4 .9 )

рости, наоборот,

рост профильного и вредного сопротивлений

численно превосходит уменьшение индуктивного сопротивления,

вследствие чего общее сопротивление и Рп также возрастают.

Полет на скорости V/ является наивыгоднейшим по продолжительно­

сти.

нв

Касательная, проведенная параллельно оси ординат,опреде­

ляет

минимальную теоретическую скорость

т

и соответствую­

щий ей с<^р.Если

бы устойчивость и управляемость была нормальна

и при «о©*'ftp, то

с увеличением угла

атаки

потребная скорость

возрастала бы, так как Су уменьшается. Возросла бы и ?п .

Этим объясняется то , что кривая Рп

п р и о т к л о н я е т с я

вправо и вверх.Однако практически такой

полет

невозможен.

-

Касательная, проведанная из начала координат, позволяет

определить крейсерскую ск о р о сть ^ ,п р и которой

отношение

% jy

минимально. В главе УШ будет показано,

нто эту скорость

приближенно можно считать наивыгоднейшей по дальности и она

равна

примерно 1,31 V .

путем увеличения угла атаки.Бсли

исходный угол атаки

был

У

меньше наивыгоднейшего, это сопровождается увеличением

аэро­

динамического качества,

В результате потребная тяга

при постоянном числе

М о

увеличением высоты уменьшается» Кривые Рп становятся более

пологими. В § II было показано*

что до некоторого чиола М

поляры совладают

и С„

остается

постоянным.По

этой причине с увеличением

высоты скорость Унд возра­

стает (формула 4 .9 ), и

кривые Р„

смещаются

га постоянна,

поскольку

максимальное

качество для

различных высот К посто-

янно:

юах

Р _

£

(_

V

^пйп

Кт ах

К max

Поскольку с

увеличением

высоты \/т в о зр а с т а е т е на

некоторой высоте

пув ока

становится критической.Возникающее при этом волновое

сопро­

тивление снижает КОТ(?Х» что вызывает увеличение Рп

(см.

кривую Н3 на рис. 4 .3 ).

ливо и для других значений Cv

, Полет на различных высотах о

одинаковыми значениями Y и \

характерен одной очень вак-

ной особенностью: величина

% = -А г~ = const*

скоростного

напора

,и тем сильнее, чем больше число

М,

В связи с этим; для выдерживания постоянныхY и Су

с

уве­

личением высоты необходимо несколько увеличивать скорость

по широкой стрелка (приборную). Например, в пределах тропо­

сферы приборную скорость порядка 450 км/час надо увеличи­

вать примерно на 20 км/час.

Как-видно из формулы (4 .7 ), при

увеличении веса необходимо

увеличивать угол атаки, чтобы повы­

сить Су. Но одновременно возра­

стает

и Сх .,

а поэтому

Рп возра­

стает

(рис.

4 ,4 ) .Особое

влияние

веса на потребную тягу проявляется

на малых скоростях и на больших

высотах, поскольку увеличение

Су на малых скоростях и на боль­

ших высотах требует большего уве­

VtMinДОП.

V

личения угла

атаки, а это вле­

чет за собой

рост

,

Увеличение

Рис.

4,4

.веса

увеличивает

и наивыгоднейшую

скорость, так

как

требуется

повышенный скоростной

напор.

выооте.

*

Если

бы двигатель был установлен так, чтобы его работа не

влияла на

распределение давлений по поверхности самолета,

скорости (числа

М)

и высоты полета.

Кривые потребных и располагаемых тяг самолета

с ТРД для

различных высот

и чисел М приведены на рис. 4 .5 .

Разность

Рр-

Рп

= А Р называют

и з б ы т о ч н о й

т я г о й .

Многие

важнейшие летные

характеристики

зависят от

136

-

разгон

д о ! / ^ астянут по времени,

что иногда лимитирует прак­

тически

достижимую максимальную скорость,Зависимостью дР от

М обменяется и наличие 2-го сверхзвукового режима полета,

а

также то, что на некоторых стратосферных высотах установив­

шийся горизонтальный полет возможен не во всем диапазоне

допустимых

скоростей полета (по рис, 4,5 видно, что на Н--18

км

такой полет

невозможен в диапазоне М= 1,7* 1 ,9 ),

IB ?

~

ское н предельно-допустимое значение.

Т е о р е т и ч е с к о й

м и н и м а л ь н о й

скоростью горизонтального полета^является скорость, которая

могла бы быть при максимальном значении Су

( т ,е . яри критичес­

ком угле атаки)

v

= . L

i £

_

(4.10)

\пш 7

V Су

(5 S

По условиям безопасности полета (тряска, сваливание на

крыло)

устанавливается

м и н и ы а л ь н о - д о п у с т и -

м а я

скоростьУ№(у;да(?. Соответствующий ей

коэффициент Су называ­

скоростных самолетов Су ~

0,85 С

, а у скоростных он опреде­

ли

'

■'max

(4 ,5 )

получаем

__________ /

■

" T = V

^ ^ T

О - I t )

По аналогичной формуле, определяется и допустимая минимальная

скорость.

Из формул видно, что для снижения минимальных скоростей

надо

увеличивать С„

(или CL

) и снижать удельную нагрузку

q

'’max

Jp

на крыло.' ~g~

» Крылья

сверхзвуковых самолетов имеют повышен­

ную

удельную нагрузку

я

невысокие значения Су тст* вследствие

чего минимальные скорости лежат в пределах 200-300 км/час

вблизи земли, а

с

увеличением

высоты они возрастают как

за

.счет уменьшения плотности воздуха, так м за счет снижения

при увеличении

числа М

(рис.

2 .1 5 ),Из формулы ( 4 .I I )

видно,

что.предельным

значением минимальной скорости на больших высо­

та х , где j)~*-Q

является с к о р о с т ь ^ .

как Су^ снижается.более

интенсивно,

чем С?св (см .рис.3.26

и 4 .6 ) .Если

эффективность

стабилизатора

достаточ­

на (

Н<НУ ) ,

то наибольшая высота,

на которой

возможен

прямолинейный

горизонтальный полет с данным значе­

нием числа М (или Мmin д о п

),

нахо­

дится

по уравнениям;

^

ИЛИ

fyp УгПШдо'п^

______ G______

9

где/>н ърн -

Ъ ~ °,ЧСурМ1- S

плотность

и давление на

данной высоте соответственно.Для со­

временных

сверхзвуковых

самолетов с

некоторой высоты нижним пределом ско­

Рис. 4.6

рости

является минимальная по.тяге

скорость установившегося полета VminycT^ s

условия равенства

Р„ *Рр.,Это соответствует левой

точке

пересечения кривых на

‘•п

О .С корость

больше

что на первый взгляд

з.

рис.

t . г .uttupuux-t) m in уст

Ои“'шиоЧ/ПШДОП*

тому минимально-необходимому скоростному напору, который тре­

буется для обеспечения самолету минимально-необходимой манев­

ренности. Она несколько больше

минимально-допустимой скорости.

В инструкции летчику указывают

"приборную" эволютивную скорость,

а также* эволютивные приборные

скорости основных маневров.Так,

например,

для

выполнения полупетлй и петли^р^ЗбО * 300

км/час, а

при

полетах на динамических высотах она может

go-

-

135 -

ставлять 200» 100 км/час

МАКСИМАЛЬНОЙ скоростью

горизонтального

полета

называют такую скорость,

которая может быть получе­

на при использовании всех

энергетических возможно­

стей силовой установки.

УСТ

Для самолетов

с ТРДФ

различают \[тах

, достига-

Рис. 4.7

емую на форсажном и на

максимальном режимах дви­

Из теории

двига1

,

. наличии на самолете

ТРД второй

сомножитель до высоты II

км увеличивается за счет

стоянной скорости с увеличением высоты

число М возрастает.

Во второй главе было показано, что при

М> Мкр<

I с

ростом

числа М коэффициент Сх интенсивно возрастает за

счет

CXbojjh*

- 140

-

самолетов о подъемом на высоту

изменяется по-разному

(био. 4 .8 ).

Уменьшение

Утак

сверхзвукового

самолета

в

стра­

тосфере

объясняет­

ся возрастанием

Сх за счет

Сх ^ .

Высокая тяговоору-

женность

современ­

ных самолетов при­

водит к тому, что

в ряде случаев

приходится

ограни­

чивать максималь­

max max S

''

V,1peAH V

Л

(4.13)

н

С увеличением

высоты эта

скорость увеличивается

обратно

воздуха

А Рн

Упред о

_ Упред о

,

„Т,а

V

где

д

V A h

Ро

ПРе*Н ^ "/л