Скорость, тяга, потребные при наборе высоты 3 страница

При полете во втором режиме (V < 510км/ч) на скорости 400км/ч Пр и ее уменьшении для сохранения высоты полета пилот увеличивает угол атаки, что приводит к росту лобового сопротив­ления. Располагаемая тяга будет меньше потребной и для восста­новления исходной скорости потребуется увеличить тягу двигате­лей,

В этом режиме значительно ухудшается продольная и боковая устойчивость и управляемость самолета. Кроме того, при выходе на больше углы атаки наблюдается тряска, которая затрудняет управление

самолетом, но вместе с тем является и предупре­дительным сигналом пилоту о наличии больших углов атаки (второго режима).

3.4. Влияние массы самолета на летные характеристики

При выполнении палата в результате выгорания топлива масса самолета уменьшается. Уменьшение полетной массы вызывает значительное изменение летных характеристик самолета.

Для выполнения горизонтального полета с тем же утлом атаки, но с меньшей массой, необходима меньшая скорость (), а для получения меньшей скорости нужна меньшая тяга (P=G/K), Поэтому на графике вся кривая потреб­ной тяги при меньшей массе смещается вниз и влево (рис,10, табл.4).

Таблица 4

Влияние массы на скорость и тягу, потребные для горизонтального полета

т,т	Vcв	V H. км/ч	Vmax	Δ Р кН

Это приводят к уменьшению минимальной скорости (наивыгод­нейшей), к увеличению максимальной скорости, избытка тяги, а значит угла набора в вертикальной скорости.

— *U — -

3.5. Влияние высоты на летные данные самолета

Для обеспечения равенства подъемной силы и силы тяжести самолета при выполнении горизонтального полета необходимо выполнить равенство Для выполнения в горизонтальном полете этого условия на большей высоте с тем же углом атаки из-за меньшей плотности надо иметь большую скорость, а для ее получения нужна та же тяга. Связь между приборной и истинной скоростей устанавливается через высотный коэффициент т.е. , где ρ_о и ρ_н берутся для соответствующей высоты полета самолета (табл.5).

Таблица 5

Высотный коэффициент

н, м
	1,17	1,22	1,36	1,44	1,53	1,62	1,73	1,83

На больших высотах приборным эксплуатационным скоростям соответствуют большие истинные скорости, поэтому кривая пот­ребной тяга не только уходит вправо, но и поднимается вверх из-за влияния сжимаемости (рис.11).

Располагаемая тяга из-за влияния высота все время уменьша­емся. Это приводит к увеличению наивыгоднейшей скорости, скорости сваливания, росту максимальной скорости (вначале), уменьшению избытка тяги Δ Р. Изменение скоростей с поднятием само­лета на высоту изображено на рис. 12.

1. Максимальные скорости на номинальном режиме для различных значений полетной массы даны в табл 6.

Рис. 10. Влияние массы на Рис. 11. Влияние высоты на

летные характеристики летные характеристики

Рис. 12, Изменение скоростей с поднятием на высоту и летные ограничения

Рис. 13. Удельная дальность Рис. 14. Дальность полета

Таблица 6

Влияние высоты на скорость

Высота, м	Скорость,км/ч
Vmin	V нв	V max	Δ Р max.кН

2. Ограничение по числу М _{max доп} = 0,88 с высоты 8200м. При превышении числа М=0,88 в горизонтальном полете при малых значениях массы или на снижении при любой массе происходит ухудшение продольной устойчивости по скорости, волновая тряска самолета, непроизвольное появление крена при несимметричном парораспределении давления на половинах крыла, вибрация самолета при наличии волнового срыва пограничного слоя, обратная реакция по крену на отклонение руля направления. Самолет стано­вится неустойчивым в поперечном отношении (см.рис. 12, табл.7).

3. Ограничение по V _{max доп} 670км/ч Пр, q = 22кН/м² существует до высоты 8200м. Это ограничение по прочности самолета. При ее превышении возможны остаточные деформации пла­нера самолета.

С учетом ограничения по М _{max доп} = 0,88 и М _{max доп} = 670 км/ч Пр максимальные скорости горизонтального полета будут следующие (табл.7).

Таблица 7

Изменение максимально допустимой скорости в зависимости от высоты полета

Высота, м	Скорость звука а, км/ч	Максимальная скорость, км/ч	М=V/a
истинная приборная
				0,55
				0,58
				0,655
				0,68
				0,7
				0,75
				0,8
				0,85
				0,88
				0.88
				0,88
				0,88
				0,88

4. V _hh = 550 км/ч Пр наивыгоднейшая скорость набора высоты, соответствует максимальному произведение (Δ P · V), а значит и максимальной вертикальной скорости набора высоты.

5. V _hв = 510 км/ч, α _hв = 8°, К _max = 17,5. Наивыгоднейшая скорость полета соответствует максимальному качеству, наивнгоднейшему углу атаки, максимальному избытку тяги, а значит максимальному углу набора. На ней будет мини­мальный часовой расход топлива.

6. V = 410 км/ч Пр. Скорость практически минимальная.

7. Скорость сваливания самолета, зависящая от массы самолета.

На высотах Н > 8000 м теоретически полет самолета с углом атаки α_кр≈22° не возможен, так как располагаемая тяга на номинальном режиме меньше потребной тяги.

Следовательно, здесь величина минимальной полетной ско­рости определяется наличием располагаемой тяги. Угол атаки, соответствующий этой скорости, будет уменьшаться. На потолке теоретическом при данной массе он будет равен 8°, это приво­дят к росту минимальной скорости.

Для самолета ИЛ-86 путем расчетов и летных испытаний определены минимальные и минимально допустимые скорости гори­зонтального полета при разных положениях закрылков (см.табл.1).

Для самолета с убранными закрылками минимально допустимая скорость должна быть на 25-30% больше скорости сваливания. Установленная для всех полетных масс и высот полета V_{min доп} = 410 км/ч Пр гарантирует от случайной потери скорости и сваливания. При уменьшении массы на 1т скорость эта уменьша­ется на 1км/ч Пр.,

3.6. Полет на минимальных скоростях

В случае потери скорости при торможении в крейсерской конфигурации на углах атаки 15-16° возникает ощутимая тряска, срабатывает звуковая и световая сигнализация АУАСП. При увеличении утла атаки до 17-18° тряска становится интенсивной, затрудняющей считывание показаний с приборов.

В полете с отклоненными предкрылками предупредительная тряска на больших углах атаки отсутствует. О выходе самолета за границу допустимых углов атаки предупреждает только сигнализация АУАСП.

Во взлетной конфигурации, начиная с угла атаки 19°, а в посадочной конфигураций, начиная с величины 16,6-17°, начина­ется незначительная неустойчивость по скорости, и самолет легче увеличивает угол атаки при неизменном положении штурвала. При достижении величины утла атаки 22° и более устойчивость восстанавливается.

При полете с закрылками, отклоненными на 15°, и с убранными предкрылками на углах атаки 14,5 - 15° возникает заметная тряска и срабатывает АУАСП.

Во всех случаях непреднамеренного выхода (под действием руля высоты) на углы атаки, превышающие допустимые, эффективность органов управления сохраняется и вывод самолета на эксплуатационные углы атаки обеспечивается отклонением штурва­ла от себя на величину не более 1/3 хода от нейтрального поло­жения. При этом до выхода на допустимые углы атаки и прекраще­ния тряски, не следует отклонять рычаги поперечного и путевого управления. Следует следить за тем, чтобы в процессе вывода самолета с больших углов атаки перегрузка была не менее 0,5ед.

В крейсерском полете (число M=0,78-0,85) при достижении углов атаки 10-11 в результате увеличения перегрузки до 1,4-1,6ед возникает слабая тряска конструкции, вызванная сры­вом потока. При дальнейшем увеличении угла атаки срабатыва­ет звуковая и световая сигнализация АУАСП, предупреждающая экипаж о выходе самолета за границу допустимых углов атаки. Интенсивность тряски при этом возрастает.

Скорости сваливания самолета Ил-86 представлены в табли­це 8.

Таблица 8

Зависимость скорости сваливания от массы в положения механизации

Масса, т
Положение механизации
Скорость сваливания, км/ч
δз=0°, δпp=0°
δз=0°, δпр=25°
δз=15°, δпр=0°
δз=15°, δпp=25^0
δз=30°, δпр=25°
δз=40 °, δпр=35°

Маневр на самолете ИЛ-86 ограничивается:

- допустимой маневренной перегрузкой;

- срабатыванием маневренной сигнализации АУАСП;

- началом предупредительной тряска при возникновении срыва потока из-за выхода на большие углы атаки во всех кон­фигурациях или малые углы атаки с полностью отклоненными предкрылками;

- срабатыванием сигнализации предельных кренов.

Углы атаки по указателю АУАСП в зависимости от числа М при выполнении маневра не должны превышать следующих значений.

Таблица 9

Зависимость угла атаки от значения числа М

Число М	0,5 и мен.	0,6	0,7	0,8	0,85	0,88
Угол атаки, град		13,6	12,1	10,7		9,5

Уменьшение угла атаки (при срабатывании АУАСП) объясня­ется уменьшением α_кр. и С_{у max} вследствие влияния сжимаемости воздуха.

Уменьшение критического угла атаки следует учитывать при полете самолета в неспокойном воздухе. При больших скоростях полета и действии восходящего порыва возможны выхода самоле­та на закритические углы атаки и сваливание. Поэтому при по­лете в неспокойном воздухе максимальное значение числа Мог­раничено.

3.7. Полет на максимальной скорости с предельным значением числа М

Усилия на колонке штурвала от руля высоты в процессе разгона изменятся незначительно.

Поведение самолета нормальное.

Выполнение разворотов и виражей на приборной скорости, равной 670км/ч и числе М, равном 0,88, трудностей не пред­ставляет. В случае непреднамеренного выхода на значения числа М более 0,88 необходимо принять меры для его уменьшения путем дросселирования двигателей.

На высоте 11000м в диапазоне значений числа М (0,7-0,36) реакция самолета по крену на отклонение руля направления прямая, при значении М>0,9 самолет имеет обратную реакцию, ко­торая выражается в том, что изменяется характер поведения самолета при отклонении руля направления.

В связи с хорошей поперечной управляемостью самолета обратная реакция практически не усложняет пилотирования. При увеличении высоты полета при постоянной V =670км/ч Пр увели­чивается истинная скорость полета самолета, и на высоте 8200 м она будет максимальной (V = 1050км/ч Ис). При дальнейшем уве­личении высоты полета самолета вступает в силу ограничение по числу М (М_mах = 0,88), по устойчивости и управляемости; истинная скорость полета уменьшается, и на высоте 11000м она будет равна 1063 км/ч · 0,88 = 931км/ч. На высотах больше11000м скорость звука постоянна и поэтому при постоянном зна­чении числа М максимальная скорость остается постоянной (V=931км/ч Ис). При постоянном значении числа М приборная скорость с поднятием на высоту непрерывно уменьшается (до V= 542км/ч Пр на высоте 11000м) (см.рис.12).

3.8. Влияние температуры наружного воздуха на летные характеристики самолета.

Изменение температуры наружного воздуха оказывает зна­чительное влияние на изменение латных характеристик реактив­ного самолета Ил-86.

При изменении температуры наружного воздуха изменяется располагаемая тяга вследствие изменения расхода воздуха через двигатель и степени сжатия компрессора. Потребная тяга не изменяется, но изменяется скорость, потребная для горизонтального полета, ввиду изменения плотности, что приводит (на графике) к смещению кривой потребной тяги вправо или влево (см. рис.9).

При увеличении температуры наружного воздуха (МСА) до +20°С располагаемая тяга за счет уменьшения расхода воздуха и степень сжатия также уменьшается.

Скорость, потребная для горизонтального полета, ввиду меньшей плотности, будет большая. На графике кривая потреб­ной тяги сместится вправо (см.рис.9).

Потребная скорость рассчитывается по формуле . Такое изменение потребных и располагаемое тяг приводит к умень­шению максимальной скорости, избытка тяги, к росту минимальной и наивыгоднейшей скоростей.

При уменьшении температуры наружного воздуха располагае­мая тяга увеличивается, а потребная скорость горизонтального полета, вследствие роста плотности, уменьшается, что приводит к смещению кривой потребной тяги влево. Такое изменение пот­ребной и располагаемой тяг уменьшает максимальную, наивыгод­нейшую и минимальную скорости, увеличивает избыток тяги.

Поэтому при отклонении температуры наружного воздуха от стандартной для поддержания исходного числа М полета не­обходимо увеличить частоту вращения ротора двигателя.

Особенно сильно изменение температуры наружного воздуха сказывается на характеристике набора высоты. При повышении температуры наружного воздуха увеличиваются время набора, расход топлива, пройденное рассстояние.

3.9. Влияние выпуска шасси закрылков и спойлеров на летные характеристики самолета.

При выпуске шасси увеличивается лобовое сопротивление самолета, это приводит к уменьшению качества, увеличению потребной тяги, уменьшению избытка тяги (см.рис.9, табл.10).

Таблица 10

Изменение характеристик

Положение механизации	Кmах	Vmin	Vhb	Δ Ркн	Vmax
Все убрано Шасси выпущено δз=15°, δпр=25° δз =25°, δпр=25° δз =40°, δпр=35°	17,5 11,3 9,2 8,4 6,35			260 197 156 135 55

Выпуск закрылков, увеличивая лобовое сопротивление, увеличивает и С_у, поэтому на графике кривая потребной тяги сме­щается вверх и влево.

При закрылках, отклоненных на 40°, и массе 175т, потреб­ная тяга на глиссаде равна 280кН, а это значит, что при двух отказавших двигателях на двух работающих на взлетном режиме не обеспечивается горизонтальный полет. Поэтому при двух работающих двигателях при заходе на посадку закрылки выпускают­ся лишь на 15°, а предкрылки на 25°. Тогда потребная тяга на глиссаде будет равна 190кН, что обеспечат глиссаду снижения и уход при необходимости на второй круг. Поэтому, если при полете по глиссаде откажут два двигателя, а при даче взлетно­го режима не обеспечивается глиссада снижения, рекомендуется убрать закрылки до 25°.

3.10. Выполнение горизонтального полета

На самолете ИЛ-86 режим горизонтального полета устанав­ливается по значению числа М. Для обеспечения заданной ско­рости полета в зависимости от температуры наружного воздуха подбирается частота вращения ротора двигателя. Крейсерский горизонтальный полет разрешается выполнять на любом режиме работы двигателя, до

номинального включительно. Время работы двигателей на режимах, до номинального включительно, не огра­ничено (в пределах ресурса).

При регулярной эксплуатации самолета на линиях наивыгод­нейший с точки зрения экономии топлива режим крейсерского полета определяется минимальным соотношением высоты и скорости (числа М) полета протяженностью маршрута и коммерческой нагрузкой. При достижении заданного эшелона следует убедиться в том, что включился режим стабилизации высоты автопилота и самолет перешел в горизонтальный полет. Необходимо доложить службе УВД о занятии заданного эшелона, сверить показания высотоме­ров командира ВС, второго пилота и бортинженера и убедиться в том, что их показания не расходятся с показанием таблиц, При необходимости рассчитывается поправка и выдерживается высота полета, с учетом этой поправки.

Устанавливается режим работы двигателей, обеспечивающий выполнение полетного задания. Режим дальнего крейсирования, обеспечивающий минимальный километровый расход топлива, выполнятся при значении числа М=0,8 (угол атаки по АУАСП 7-8°), режим скоростного крейсирования при М=0,82.

Этим значениям числа М соответствуют истинные скорости дальнего крейсирования 850км/ч Ис, а для скоростного крейсирования - 800км/ч Ис.

Не допускай превышения максимального значения числа М=0,83, не следует уменьшать скорость отклонением штурвала на, себя. Уменьшается скорость за счет уменьшения режима работа двигателей.

Выполнение маневра на скоростях близких к минимально допустимым, требует от пилота повышенного внимания. Маневры необходимо выполнять плавным движением, рулей и с углом крена не более 20°. Крены при разворотах, выполняемых по приборам, не должны превышать 20°.

Для самолета Ил-86 скорость, соответствующая минимальному часовому расходу топлива, определяется через удельную дальность. Удельная дальность - это величина, обратная километро­вому расходу.

(-1/C_к), которая обозначает количество километ­ров, пролетаемое самолетом при расходовании 1кг топлива (табл.11).

Таблица 11

Воздушная скорость, часовой расход топлива в режиме крейсерского полета (Н =10200м, t° по МСА = - 51,3°С)

Масса самоле­та. т	Дальнее крейсирован.	Крейсирование по числу М
0,78	0,8	0,82	0,83	М
т/ч (км/т)	число М км/ч Ис	508 838	523 860	537 881		Пр Ис
	7820 (107,5)	0,782	7790 107,6	8100 105,8	8490 102,6	8890 100,3
		0,788	7905 106	8230 104,5	8620 101,0	8990 99,2
	(104,4)	0,795	8030 1.04,	8330 103,2	8680 100,3	9080 98,2
	102,0	0,794	8215 102		8860 98,3	9270 96,2
	99,8	0,8	8400 99,8	8700 98,8	9040 96,3	9470 94,2
	97,4	0,801	8600 97,4	8910 96,5	9320 94,5
	95,0	0,803	8820 95,0	9130 94,2	9490 92,8	9930 89,8
	92,6	0,804	9050 92,6	9360 91.9	9670 90,1	10170 87,7
	90,3	0,805	9280 90,3	9600 89,6	9950 87,5	10420 85,6
	88,1	0,805	9510 88,1	9840 87,4	10210 85,3	10680 83,5
	85,9	0,805	9750 85,9	10100 85,2	10470 83,2	10960 81,4
Измен. МСА ± 10°С		кг/ч
	Ис

Таблица 12

ВРЕМЕННЫЕ НОРМЫ РАСХОДА ТОПЛИВА

для самолетов ИЛ-86 с двигателями НК-86, дифференцирован­ные в зависимости от продолжительности беспосадочного полета по расписанию

Часы	мин 0
	-
				630S5
				-	-	-

Примечания. 1. Для работы двигателей на земле (руление, опробование, работа ВСУ) норма расхода топлива 1950кг на один полет (независимо от продолжительности).

2. Для полетов продолжительностью до 3ч 30мин предусмотрена скорость крейсерского полета, соответствующая числу М=0,82. При полетах большей продолжительности - на режимах, соответствующих расходу топлива на 1%больше минимального.

3.11. Влияние направления и скорости ветра на дальность полета.

На часовой расход топлива и продолжительность полета ветер не влияет. От силы ветра зависит дальность полета, так кок ветер существенно изменяет путевую скорость. В безветрие путевая скорость равна истинной или воздушной скорости полета.

При наличии ветра путевая скорость отличается от воздушной по величине и направлении. Путёвая скорость W равна геометричес­кой сумме двух векторов скоростей: вектора истинной скорости V _ист. самолета относительно воздушной среды и вектора скорости ветра относительно земли U, т.е. W = V _ист, + U. Векторы V _ист и U могутиметь различное направление относительно зем­ли. Векторный треугольник не лежит в горизонтальной плоскости.

Для расчетов в навигации и пилотировании используют проек­цию векторов W, V _ист и U на горизонтальную плоскость. Проек­ция пространственного векторного треугольника на горизонтальную плоскость называется навигационным треугольником скоростей. Угол α между векторами воздушной в путевой скоростей называ­ется углом сноса.

При полетах в одном направлении вектор существенно влияет на дальность полета. Для учета влияния ветра вводится понятие эквивалентного ветра, которая, являясь только встречным или попутным, изменяет дальность полета (уменьшает или увеличивает ее) так же, как и фактический ветер с данным углом ветра.

Скорость эквивалентного ветра равна разности между истин­ной и путевой скоростями и в зависимости от скорости ветра и его направления, определяется по таблицам или расчетам. По известному прогнозу ветра величина и направление его берутся средними по маршруту. При отсутствии прогноза скорость и на­правление ветра берутся осредненными по статистическим данным.

3.12. Дальность и продолжительность полета.

Влияние изменения высоты, скорости полета, температуры воздуха на дальность и продолжительность полета.

Дальностью полета называется расстояние, пройденное само­летом за время набора высоты, горизонтального полета и снижения.

Дальность горизонтального участка зависит от величины запаса топлива для горизонтального полета я от интенсивности его расходования, т.е. от километрового расхода (Ск мин).

Километровый расход - это расход топлива в полете на 1км пути. На один километр самолет расходует количество топлива равное

Дата добавления: 2015-05-08