Кривые потребных и располагаемых значений тяги

Кривые потребных и располагаемых значений тяги позво­ляю? определить основные летные характеристики самолета.

Эти кривые строят для различных полетных масс и высот. 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 тяги двигателей при ,их работе на номинальном режиме.

По кривым потребных и располагаемых значений тяги (см. рис.9) можно определить следующие характерные скорости горизонтального полета самолета ИЛ-86.

1) Правая точка пересечения кривых потребных и располага­емых значений тяги дает угол атаки α=3°, которому соответст­вует теоретически максимальная скорость горизонтального полета V_max=900 км/ч. Самолет ИЛ-86 по условиям прочности имеет ограничение по приборной скорости на малых высотах, поэтому выполнять горизонтальный полет на максимальной скорости ЗАПРЕЩАЕТСЯ.

2) Скорость V=750км/ч Пр. является расчетной приборной скоростью, достигать которую запрещается, потому что при ее превышении наступает остаточная деформация планера.

3) Скорость V= 670 км/ч Пр. (q= 22 кН/м² с Н=0м до 8200м)

является максимальной приборной скоростью по прочности планера

самолета в обычной эксплуатации и при экстренном снижении.

4) V_нн =550км/ч Пр. Наивыгоднейшая скорость набора вы­соты соответствует максимальному произведению (Δ P·V), а зна­чит в максимальной вертикальной скорости.

5) V _нв = 510 км/ч Пр. α _нв=8°. Наивыгоднейшая скорость полета самолета соответствует К_mах = 17,5, Δ Р_mах=260кН максимальной величине угла набора высоты, минимальной потреб­ной тяге P_min 120кн, а значит и минимальному часовому рас­ходу топлива C_h =С_уд · Р .

6) V_{практ. min}=410км/ч Пр. α=10-11°. Скорость практически минимальная из соображений устойчивости и управляемости. Это скорость, которую необходимо иметь к концу уборки закрылков при взлете. На этой скорости выполняется полет по глиссаде

при убранных закрылках в зависимости от массы самолета.

Скорость практически минимально допустимая выбирается из следующих соображении:

- запас до скорости сваливания 25%;

- возможна тряска самолета из-за срыва потока;

- при малой скорости полета большие затраты тяги и рас­ходы топлива, следовательно, низкая экономичность полета;

- уменьшение запаса по α и C_у уменьшает вертикальные восходящие порывы, при которых самолет сваливается;

- при малых скоростях уменьшены запасы статической ус­тойчивости и уменьшены запасы всех видов управляемости, уве­личены расходы рулей;

- возвращение самолета с больших углов атаки на полетные углы атаки приводит к значительной потере высоты.

7) Скорость V=370км/ч Пр, на которой при данной массе в конфигурации срабатывает АУАСП.

8) Скорость V 350 км/ч Пр, на которой при данной массе и конфигурации возникает предупредительная тряска самолета.

9) Скорость сваливания V= 330км/ч Пр, α≈22-25°. На этой скорости при данной марсе происходит сваливание самолета. При нарушенных центровках (предельно задних) сваливание может произойти с энергичным задиранием носа и уходом в штопор.

Все скорости, на которых теоретически возможен полет само­лета, называются теоретическим диапазоном скоростей горизонталь­ного полета (ΔV_теор.). Величина этого диапазона есть раз­ность между минимальной и максимальной скоростями: ΔV_теор =V_max-V_min= 900-330км/ч.

Практический диапазон скоростей включает в себя вcе скорос­ти, на которых возможен практический полет самолета, т.е. обеспе­чивается безопасность полета: ΔVV_практ=V_{практ max}-V_{практ min}=670-410=260км/ч.

Весь диапазон скоростей горизонтального полета делится на два режима, границей между которыми является наивыгоднейшая скорость 510 км/ч Пр. Первый режим горизонтального полета вы­полняется на скоростях, больших наивыгоднейшей (510км/ч). В этом режиме самолет достаточно устойчив и управляем, этот режим ограничен числом М _mах = 0,88 и V_max = 670км/ч Пр.

Если при полете на V Пр = 600 км/ч Пр самолет уменьшит скорость, та для сохранения высоты полета пилот возьмет штур­вал на себя, увеличивая тем самым угол атаки. Это приведет к тому, что лобовое сопротивление будет изменяться при уменьшении скорости по кривой Р_гп. Возникает избыточная тяга ΔР возвращающая самолет на исходную скорость полета.

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).