Кривые потребных и располагаемых тяг

Кривые потребных и располагаемых тяг позволяют определить основные летные характеристики самолета. Эти кривые строятся для различных полетных весов самолета и высот полета.

Кривая потребной тяги показывает зависимость тяги, потребной для горизонтального полета, от скорости полета.

Кривая располагаемой тяги показывает зависимость располага­емой тяги силовой установки самолета от скорости полета. Распо­лагаемая тяга силовой установки самолета—это сумма тяг всех двигателей при работе их на номинальном режиме.

Построим кривую потребных тяг самолета Ил-76Т с полетным весом 160000 кгс для Н=0 (r=0,125 кгс с²/м⁴) по стандартной: атмосфере.

Порядок расчета потребных тяг для данной высоты полета (в нашем примере Н=0) следующий.

1. Задаемся рядом скоростей горизонтального полета (от 280 до 600 км/ч (600 км/ч — максимально допустимая приборная ско­рость, а на Hмса=о Vпр= Vис ).

2. По формуле Суг.п=2G/(SrV²) вычисляем значения Сугп, потребные для горизонтального полета на заданной скорости.

3. На поляре горизонтального полета (Н=0) находим значе­ние коэффициента Схг.п для каждого значения потребного Сугп.

4. По значениям Суг.п и Схг.п вычисляем аэродинамическое ка­чество К= Су г.п/Схг.п.

5. Вычислим тягу, потребную для горизонтального полета на. заданной скорости Рг.п= G/К.

Если есть необходимость оп­ределить углы атаки, то при любом значении Сyг.п по кри­вой Су=f(a) для различных чисел М можно определить зна­чения углов атаки.

Вычисления производятся для всех значений заданных скоростей и сводятся в табл. 4.

Эта таблица показывает из­менения потребной тяги гори­зонтального полета от скорости с учетом сжимаемости воздуха.

Если на оси абсцисс отло­жить скорость V г.п, а на оси ординат силу тяги Ргп, то на основании табл. 4 можно по­строить кривую потребных тяг.

Произведя аналогичные вы­числения для других высот (2000; 4000; 8000; 10000 м), можно построить кривые потребных тяг и для этих высот.

Кривая располагаемой тяги Рр наносится на эту же систему координат. Значение тяги двигателей на каждой скорости полета на номинальном режиме определяют опытным путем. Вычислив сумму тяг четырех двигателей на каждой скорости полета, полу­чим значения располагаемых тяг. По значениям скорости и распо­лагаемой тяги строим кривую располагаемых тяг.

Имея кривые потребных и располагаемых тяг до заданного полётного веса и высоты полета, можно определить основные летные данные самолета при этих условиях.

На рис. 15 изображены кривые потребных и располагаемых тяг для G=160000 кгс на H =0.

По кривым потребных н располагаемых тяг можно определить следующее.

1. Для любого угла атаки a скорость, потребную для горизон­тального полета Vг.п., тягу, потребную для горизонтального полета Pгп, располагаемую тягу при данной скорости полета Рр и запас тяги D Р=Рр - Pгп. Используя эти значения, можно определить летные характеристики самолета на этом же угле атаки в режиме набора высоты и других режимах полета.

2. Правая точка пересечения кривых потребных и располагае­мых тяг дает угол атаки a, которому соответствует максимальная скорость горизонтального полета. Самолет Ил-76Т по условиям прочности имеет ограничение по приборной скорости (скоростному напору), а на больших числах М ограничения по устойчивости и управляемости, поэтому выполнять горизонтальный полет на мак­симальной скорости запрещается.

На высотах полета от Н=0 до 7500 м максимально допустимая приборная скорость Vmax э =600 км/ч ПР, при которой скоростной напор 1740 кгс/см².

На высотах более 7500 м величина максимально допустимой скорости ограничивается числом Мmax э =0,77. При остатке топлива менее 5000 кг Vmax э = 550 км/ч ПР.

3. Проведя касательную к кривой потребной тяги параллельно оси ординат, определим минимальную (теоретическую) скорость горизонтального полета V гп min, которая равна 280 км/ч ПР. Эта скорость соответствует критическому углу атаки aкр==20°. Такую скорость в полете допускать не разрешается по условиям устойчи­вости и управляемости самолета. Для определения минимально до­пустимой приборной скорости, обеспечивающей безопасность по­лёта, предварительно в процессе летных испытаний определяется при различной конфигурации самолета приборная скорость сваливания Vc(Vs) и соответствующие ей угол атаки ac(as) и коэффи­циент Сyc(Сys).

Под сваливанием понимается возникшее в результате отрыва потока на крыле непроизвольное апериодическое или колебатель­ное движение самолета относительно любой из трех осей со срав­нительно большими, заметными для пилота средней квалификации, амплитудами угловых скоростей и (или) угловых ускорений, не парируемое без уменьшения угла атаки самолета.

Минимально допустимые приборные скорости Vmin доп, соответ­ствующие им углы атаки aдоп и коэффициенты Судоп должны удов­летворять следующим требованиям норм лётной годности самоле­тов (НЛГС-2):

не должно возникать самопроизвольных колебаний самолета, которые нельзя немедленно парировать рулями;

должна быть обеспечена приемлемая управляемость самолетом по тангажу, крену и рысканью;

должен быть обеспечен запас по углу атаки (от угла атаки сва­ливания) не менее 3°;

не должно быть тряски, угрожающей прочности конструкции или затрудняющей пилотирование;

не должно возникать также особых нарушений работы силовой установки и систем, которые требуют немедленных действий пило­та по восстановлению их нормальной работы либо немедленного уменьшения угла атаки;

не должны появляться признаки неустойчивой работы двигателей;

должна быть обеспечена естественная, либо искусственная сигнализация пилоту о выходе самолета на aдоп(Су доп), предупрежда­ющая о приближении сваливания или других явлений, по которым устанавливается aдоп (Су доп);

производная линейного перемещения штурвальной колонки по коэффициенту подъемной силы самолетах X_шт^Сy должна быть отри­цательной, т. е. при отклонении штурвальной колонки «на себя» угол атаки и коэффициент Су должны увеличиваться и наоборот.

Для предупреждения пилота о выходе самолета Ил-76Т на большие углы атаки установлен автомат углов атаки и перегрузок (АУАСП). Этот прибор настроен так, что его срабатывание проис­ходит при скоростях, имеющих запас от скорости сваливания около 1,13 Vс. Максимально допустимые углы атаки на указателе АУАСП в зависимости от числа М:

число М 0,54 и менее 0,6 0,7 0,74 0,77

угол атаки, град 15 13,5 11 10 9

Значения приборных скоростей сваливания, скоростей срабаты­вания АУАСП и минимально допустимых при различном весе са­молета с убранной механизацией крыла можно определить по гра­фикам (рис. 16). Значения этих скоростей сведены в табл. 5.

4. Проведя касательную к кривой потребной тяги параллельно оси абсцисс, определим минимальную тягу, потребную для гори­зонтального полета (Рг.п min = 10300 кгс). Минимальная потребная тяга будет при наивыгоднейшем угле атаки aнв=7,5°, которому соответствует наивыгоднейшая скорость Vнв=448...450 км/ч ПР.

5. Все скорости, на которых теоретически возможен горизон­тальный полег, составляют теоретический диапазон скоростей го­ризонтального полета (D V), т. е. от минимальной скорости до мак­симальной.

Практический диапазон скоростей (DVпрак) значительно мень­ше и включает все скорости горизонтального полета, на которых обеспечивается безопасность полета, т. е. от минимально допусти­мой скорости 1,25 Vс=350 км/ч ПР до максимально допустимой— 600 км/ч ПР. Величину практического диапазона характеризуют разностью между максимально допустимой и минимально допус­тимой приборными скоростями DVпрак==600—350==250 км/ч ПР.

6. Весь диапазон скоростей горизонтального полета делится на два режима, границей которых является наивыгоднейшая скорость Vнв = Vk_mах= 448... 450 км/ч ПР.

Первый режим горизонтального полета выполняется на скоростях, больших наивыгоднейшей (a £ aнв). В этом режиме самолет
имеет достаточно хорошую устойчивость и управляемость на числах М не более0,77.Первый режим ограничен числом Мmах э = 0,77 и Vmах э=600 км/чПР. Ко второму режиму относятся скорости горизонтального полета, меньшие наивыгоднейшей (a ³ aнв). В этом режиме значительно ухудшается продольная и боковая устойчивость и управляемость самолета. Кроме того, при выходе на большие углы атаки наблюдается тряска, которая затрудняет управление самолетом, но вместе с этим и является предупредительным сигналом пилоту о наличии больших углов атаки (второго режима).

Как было указано, минимально допустимой скоростью является скорость 1,25 Vс=350 км/ч. Значение минимально допустимых скоростей для других полётных весов даны в табл.5 и на графиках рис.16.