КРИВЫЕ ЖУКОВСКОГО
При рассмотрении установившегося полёта самолетов с ТРД для определения их летно-технических характеристик удобно пользоваться методом тяг, называемым кривыми Жуковского.
Метод тяг основан на сравнении величин потребной и располагаемой тяги двигателей, где:
Потребная Pп – тяга, необходимая для установившегося горизонтального полета* на данной высоте с заданной скоростью (V). Такая тяга равна силе лобового сопротивл. самолета: Pп = Xa
*установившийся горизонтальный полёт (ГП) – прямолинейный полёт с постоянной скоростью без набора высоты или снижения
Располагаемая Рр – это максим. возможная суммарная тяга всех двигателей самолета на данной высоте и при данной V полета.
Строится график зависимости Pп и Рр от скорости полёта V, на котором присутствуют характерные точки:
Точка 1, где пересекаются кривые потребных и располагаемых тяг, соответствует режиму максим. возможной V установившегося ГП, т.к. при большей V потребная тяга будет превышать располагаемую.
В точку 2 (и все точки на кривой Pп левее 1) можно попасть, уменьшив значение располагаемой тяги (двигаем рычаги управления двигателями).
3 – крейсерская V, точка касания прямой, проведенной из начала координат к кривой Pп. В данной точке отношение V к Pп будет минимальным. Эта V обеспечивает максим. дальность полета (т.е. миним. км расход топлива).
4 – наивыгоднейшая V. В этой точке потребная тяга минимальна, а аэродинам. качество ВС максимально.
5 – экономическая V. Она соответствует миним. значению уже располагаемой тяги для ГП (Pp min) и является границей между первым и вторым режимами полёта. Также эта V обеспечивает максим. продолж. полёта (миним. часовой расход топлива).
Точка 6 соответствует миним. значению V установившегося ГП – Vmin.
Каждому значению V соответствует свой угол атаки. Чем меньше V полёта, тем больший угол атаки необходимо выдерживать для ГП – вплоть до критического угла атаки при миним. теоретической V.
ПЕРВЫЙ И ВТОРОЙ РЕЖИМЫ ПОЛЕТА
Как вы могли заметить, при уменьшении располагаемой тяги на кривых Жуковского появляются две точки пересечения с кривой потребной тяги при двух разных скоростях полёта. Соответственно, при одном и том же значении тяги ВС может выполнять горизонтальный полет на двух разных скоростях – одна скорость будет попадать на ПЕРВЫЙ режим полёта, а другая на ВТОРОЙ.
Границей двух режимов является экономическая скорость.
1. Полет на ПЕРВЫХ режимах происходит на малых углах атаки – крыло обтекается установившимся ламинарным воздушным потоком, а самолет устойчив и управляем.
При непреднамеренном увеличении скорости горизонтального полета возникнет дефицит тяги, а самолет начнет двигаться с торможением и в итоге вернется к исходной скорости. При уменьшении скорости горизонтального полета проявится уже избыток тяги, который будет разгонять самолет до скорости исходного режима.
Самолёт будет иметь тенденцию к возвращению на исходную скорость, при которой он был полностью сбалансирован.
2. Полет самолёта на ВТОРЫХ режимах происходит на больших углах атаки и на меньших скоростях горизонтального полета, чем экономическая скорость, что обусловлено ухудшением обтекания крыла и понижением эффективности рулей, и тем самым снижением устойчивости и управляемости самолета, особенно поперечной.
С увеличением скорости возникает избыток тяги, поэтому если не изменить режим работы двигателей и не выдерживать горизонтальный полет, то данное увеличение скорости будет продолжаться до момента наступления равновесия на новой скорости, лежащей в области первых режимов (произойдёт переход из точки 2 в точку 1).
При случайном уменьшении скорости избыток лобового сопротивления над тягой повлечет за собой торможение самолета до минимальной скорости, на которой есть опасность сорваться в штопор.
Наши основные медиаресурсы:
Telegram (главная платформа)
Boosty (эксклюзив)