2.19. Набір висоти та зниження літака [1], c. 50-53

Набір висоти - це прямолінійний рух літака вгору по траєкторії, похилій до горизонту. Якщо при цьому швидкість зберігається постійною, то набір висоти вважається сталим. Схема сил, що діють на літак при наборі висоти з кутом нахилу траєкторії до горизонту θ, показана на рис. 2.71, а.

Рис. 2.71. Схема сил, що діють на літак при наборі висоти і зниженні.

Умови сталого підйому можна записати в наступному виді:

P = X + G₂ = X + G∙ sinθ; Y = G₁ = G∙ cosθ.

Підставляючи в друге рівняння Y = с_у∙ S∙ , знаходимо потрібну швидкість набору висоти V_наб:

.

Оскільки ≤1, то можна зробити висновок, що для виконання набору висоти швидкість набору V_наб завжди менше швидкості горизонтального польоту V_гп на тому самому куті атаки. При невеликих кутах набору висоти (θ = 20÷25)° величина ≈ 1, тому можна приймати, що V_наб ≈ V_гп.

При наборі висоти літаком тяга Р витрачається на подолання лобового опору Х и складової сили ваги G₂, тобто Р = Х + G_2. Отже, для набору висоти потрібна тяга, більша, ніж для виконання ГП на тому ж куті атаки. Піднімальна сила Y крила при наборі висоти, навпаки, потрібна менше, ніж при виконанні горизонтального польоту. Чим більше кут нахилу траєкторії θ, тим менше повинне бути значення Y. При вертикальному підйомі, коли θ = 90°, піднімальна сила крила відсутня (Y = 0) і набір висоти здійснюється за рахунок сили тяги Р.

При вертикальному наборі висоти вага літака G буде повністю врівноважуватися тягою Р, а з урахуванням сили лобового опору Х потрібна для вертикального набору висоти тяга, буде рівна P_{наб. потр.}= X + G. Надлишок тяги, необхідний для набору висоти, ΔР = P_{наб. розт.} – X = G∙ sinθ.

Вертикальна швидкість набору висоти V_у за одиницю часу (рис. 2.71, а) може бути знайдена з таких співвідношень:

V_у / V_наб = sinθ; sinθ = ΔP / G.

Тоді

V_у = (V_наб∙ ΔP)/G.

З формули виходить, що при G = const V_у = f (ΔР), тобто вертикальна швидкість залежить від надлишку тяги ΔР. Значення ΔР отримують з кривих потрібних і розташовуваних тяг (рис. 2.69). Максимальне значення V_ymax може бути отримане з умови

V_ymax = (V_наб∙ ΔP)_max/G,

тобто для набору висоти з мінімальною витратою часу (набір висоти з максимальної швидкопідйомністю) льотчик повинен витримувати найвигіднішу швидкість польоту при максимальному значенні тяги авіадвигуна.

Зі збільшенням висоти польоту надлишок тяги у літаків з турбореактивними двигунами і надлишок потужності у літаків з поршневими і турбогвинтовими двигунами зменшуються, тому зменшується і вертикальна швидкість.

Висота польоту, на якій V_ymax = 0, називається теоретичною статичною стелею літака H_т. На цій висоті надлишку тяги немає, тому можливий тільки горизонтальний політ на найвигіднішій швидкості. Досягти висоти H_т літак практично не може, тому що в міру наближення до стелі надлишок тяги стає всё менше і для набору висоти, що залишилася, буде потрібно затратити занадто багато часу та палива. Зменшення польотної маси внаслідок витрати палива приведе до збільшення теоретичної стелі. Тому уведено поняття практичної стелі Н_пр - висота польоту, на якій максимальна вертикальна швидкість V_ymax = 0,5 м/с (для дозвукових літаків) і V_ymax = 5,0 м/с (для надзвукових літаків). Значення Н_пр зазвичай набувають розрахунковим шляхом, використовуючи графік залежності швидкопідйомності від висоти польоту (рис. 2.72).

Рис. 2.72. До визначення практичної стелі.

Різниця між практичною і теоретичною стелями зазвичай невелика H_т - Н_пр = (200 - 300) м. Завдяки кінетичній енергії G∙ V²/2g літак короткочасно може набрати висоту, більшу теоретичної стелі. Ця висота літака називається динамічною стелею Н_дин.

У літаків цивільної авіації максимальна вертикальна швидкість у землі V_ymax = (12 - 25) м/с, практична стеля Н_пр = (12 – 14) км, причому Н_пр літаки набирають за 40 - 50 хвилин.

Наприклад, для літака Ту – 154 практична стеля становить 11800 м і набирає ії літак залежно від злітної маси за наступний час:

G = 60 т → 15 хв;

G = 80 т → 20 хв;

G = 90 т → 28 хв;

G = 100 т → 33 хв.

Зниження літака - це прямолінійний рух літака вниз по похилій до горизонту траєкторії. Зниження при відсутності тяги двигунів називається планеруванням.

Рівняння сталого руху при планеруванні (див. рис. 2.71, б)

Y = G∙ соsθ; Х = G∙ sinθ,

де θ - кут планерування.

Звівши обидва рівняння у квадрат і склавши їх праві та ліві частини окремо, отримаємо

Y² + Х² = G² [(cosθ)² + (sinθ)²] = G².

З рівняння виходить, що , тобто при планеруванні вага літака G урівноважується повною аеродинамічною силою крила R.

З рівняння Y = G соsθ можна отримати вираз для швидкості планерування

_.

Важливою характеристикою планерування є дальність планерування L_пл., тобто відстань по горизонту, яку проходить літак від початку до кінця планерування. Використовуючи рис. 2.71, б, можна записати, L_пл. / H_пл. = Y / Х = К,

де Н_пл. - висота планерування.

Тоді

L_пл. = Н_пл.∙ К,

Найбільша дальність планерування відповідає планеруванню на найвигіднішому куті атаки, тобто при максимальній аеродинамічній якості:

L_{пл. max} = H_пл.∙ K_max.

На дальність планерування істотно впливає вітер

L_пл. = H_пл.∙ K ± W∙ τ,

де W - швидкість вітру;

τ - час планерування, протягом якого діяв вітер.

Зустрічний вітер дальність планування зменшує, а попутний - збільшує.

При зниженні літака з працюючими двигунами рівняння сил, що діють на літак, запишеться таким чином:

Р = Х - G∙ sinθ, Y = G∙ cosθ.

Зазвичай при зниженні частота обертання двигуна незначно перевищує частоту обертання в режимі малого газу, і тяга, що розвивається, невелика. Наявність тяги збільшує дальність зниження і зменшує кут нахилу траєкторії. Зниження літака, що летить на висоті (9 - 11) км, зазвичай починається за (250 - 300) км до аеродрому посадки, при цьому вертикальна швидкість зниження становить (5 - 10) м/с.

Вертикальна швидкість часто обмежується зміною барометричного тиску в пасажирських кабінах для того, щоб уникнути болю у вухах пасажирів. У випадку екстреного зниження, наприклад при розгерметизації пасажирської кабіни, пожежі й т.п., вертикальна швидкість повинна бути максимальної. При цьому льотчик не повинен допускати надмірного збільшення поступальної швидкості з міркувань міцності (обмеження по швидкісному напору), стійкості й керованості (обмеження по числу М польоту). Тому максимальна вертикальна швидкість зниження V_умах обмежується значеннями (35 - 70) м/с.