Расчет снижения самолета с работающим двигателем.

Планирование самолета

Снижение самолета с заданной высоты полета на другую может быть обусловлено различными обстоятельствами. К ним относятся снижение самолета с крейсерской высоты до высоты полета по кругу перед совершением посадки, экстренное снижение самолета с крейсерской высоты до безопасной высоты полета в случае разгерметизации кабины и т. д.

Рассмотрим установившееся прямолинейное снижение самолета с работающим двигателем (рис. 3.12). Из (1.11) при  и  имеем соотношения:

                                (3.22)

Из них почленным делением можно получить

.                              (3.23)

Поскольку при снижении , то ,  и .

Определим вертикальную скорость снижения:

                      (3.24)

Поскольку, как и при наборе высоты, , то

,                                 (3.25)

где  - недостаток тяги.

Рассмотрим теперь планирование, т. е. снижение самолета с нулевой тягой. Соотношения (3.22) и (3.23) можно переписать в виде

                       (3.26)

Отсюда следует, что чем больше аэродинамическое качество при планировании, тем более пологой будет траектория самолета. Наиболее пологая траектория будет при :

                               (3.27)

 где индекс min надо относить к модулю угла .

Для крутого планирования при экстренном снижении нужно получить большие вертикальные скорости. Уменьшение аэродинамического качества достигается использованием воздушных щитков и тормозов, увеличивающих коэффициент силы лобового сопротивления.

 

Метод мощностей

 

Для самолетов с ТВД определение летных характеристик проводится по методу мощностей, аналогичному упрощенному методу тяг и основанному на сравнении потребных и располагаемых мощностей.

Потребная мощность  определяется как произведение потребной тяги  на скорость полета :

.                                       (3.28)

Располагаемая мощность  равна

,                                      (3.29)

где  - число двигателей,  - максимальная эквивалентная мощность,  - расчетный коэффициент полезного действия винта.

Типичная диаграмма потребных и располагаемых мощностей приведена на рис 3.13.

Кривая АВСD соответствует установившемуся горизонтальному полету. Точка А соответствует минимальной скорости , определяемой по соотношению (3.9). Наивыгоднейшая скорость  соответствует точке С касания прямой, проведенной из начала координат, кривой потребной мощности. При докритических числах Маха полета () она может определяться по соотношению (3.10).

Экономическая скорость  соответствует минимальной потребной мощности  (точка В). Максимальная скорость  соответствует точке D пересечения кривых потребной и располагаемой мощностей.

Область, лежащая выше кривой АВСD, в каждой точке которой реализуемая мощность  превышает потребную мощность , является областью установившегося набора высоты.

Область, лежащая ниже кривой АВСD, в каждой точке которой реализуемая мощность  меньше потребной мощности , является областью установившегося снижения.

Участку ВСD соответствуют устойчивые (первые) режимы движения, а участку АВ – неустойчивые (вторые) режимы движения.

На рис. 3.14 приведен типичный диапазон высот и скоростей установившегося горизонтального полета самолета с ТВД.

На режимы полета самолета с ТВД накладываются те же эксплуатационные ограничения, что и рассмотренные в 3.3.

Установим связь между вертикальной скоростью и мощностью. Ранее было получено (3.18):

.                           (3.30)

Имея в виду, что , а , запишем

,                              (3.31)

где  - избыток мощности.

Максимальной вертикальной скорости  соответствует максимальный избыток мощности . На рис. 3.15 приведена типичная зависимость максимальной вертикальной скорости  от высоты полета . Теоретический  и практический  потолки определяются так же, как и для самолета с ТРД.

Время подъема самолета с ТВД определяется по соотношению (3.21), а барограмма подъема соответствует рис. 3.11.