Cтраница 1
Располагаемая тяга при включении форсажа повышается на десятки процентов. [2]
Располагаемая тяга двигателя может измениться по ряду причин: она повышается при использовании максимального или форсажного режима вместо номинального, при включении ракетных ускорителей; понижается при полете в строю ( за счет резервирования части тяги), при неправильной настройке системы регулирования двигателя. Возможны и другие причины, в том числе изменение температуры окружающего воздуха. [3]
Располагаемая тяга двигателя Рр - сила тяги, которую может развивать двигатель на данной высоте при данной скорости и при наибольшем допустимом режиме работы двигателя. [4]
Отношение располагаемой тяги к весу самолета называется тяговооружен ностью самолета. [5]
От располагаемой тяги зависит величина избыточной тяги при данном сопротивлении самолета. Поэтому увеличение располагаемой тяги приводит к повышению, а уменьшение - к понижению скороподъемности и потолка. [6]
Кривая же располагаемой тяги при повышении температуры смещается вниз. [7]
При разгоне строя располагаемая тяга ведущего меньше, чем в одиночном полете, на величину минимально необходимого резерва тяги, а при торможении тяга ведущего должна быть больше тяги малого газа. [9]
Иначе говоря, располагаемая тяга строя в данном примере должна быть на 6 7 % меньше располагаемой тяги одиночного самолета. [10]
Если имеется кривая располагаемой тяги одиночного самолета, то, уменьшив все ее ординаты на соответствующие величины Ррез, мы получим кривую располагаемой тяги строя. [11]
Кривая, показывающая зависимость располагаемой тяги от скорости полета, называется кривой располагаемой тяги. [12]
На больших высотах сильно уменьшается располагаемая тяга, а с ней и лУпрея - При сверхзвуковых скоростях аэродинамическое качество невелико, но зато велика располагаемая тяга, поэтому лупред оказывается зачастую не меньше, чем при дозвуковых скоростях. С уменьшением веса самолета Уп ед увеличивается. [13]
В том случае, когда располагаемая тяга при данной скорости не возросла, а уменьшилась на величину ДЯР, то величина Д Vy показывает, на сколько метров в секунду уменьшается вертикальная скорость. [14]
Рассмотрим теперь, как будут изменяться располагаемая тяга и удельный расход в зависимости от изменения температуры наружного воздуха при постоянном давлении. [15]
Страницы: 1 2 3 4
www.ngpedia.ru
Располагаемая тяга ( Рр ) турбореактивных двигателей, под кот орой понимается наибольшая тяга, развиваемая двигателем на данной высоте при допуст имом режиме работы, зависит от температуры и давления на уровне полет а. С д остат очной точностью ее можно выразит ь формулой:
Рр =тв (С -V ) , (3.12)
где: т в - масса возд ух а, проходящая через двигатель за 1 сек.;
С -скорость истечения газов на срезе сопла;
V - воздушная скорость самолета.
С высотой располагаемая тяга уменьшается и зависит от величины вертикального т емпературного градиента. Чем б ольше вертикальный температурный градиент, тем меньше уменьшает ся плотност ь воздуха и мед леннее падает располагаемая тяга. В слоях инверсии и изотермии плотность воздуха с высотой убывает быстрее. Эт о об уславливает более инт енсивное уменьшение располагаемой тяги с вы сотой. Соот ветствующие зависимости силы тяги от температуры и давления и ее отклонения от стандартной для конкретных д вигателей приводят ся в руководствах по летной эксплуатации (РЛЭ) и других документах.
Влажность возд уха также оказывает влияние на тягу газотурбинных д вигателей. Это влияние проявляется д вояко - через газовую пост оянную и удельный вес возд ух а. С возрастанием массовой доли водяного пара (удельной влажности) газовая постоянная увеличивается, работоспособность газа и полезная работ а термодинамического цикла становятся выше, удельная т яга двигателя растет. Вмест е с тем, водяной пар понижает удельный вес воздуха, уменьшая его весовой расход через двигатель, что приводит к падению тяги двигат еля. В результате этого в жаркие дни во влажном возд ухе т яга некоторых двигателей может уменьшит ся на 0,5%, а удельный вес и часовой расход топлива возраст ает на 2%.
ВЛИЯНИЕ ФИЗИЧЕСКИХ ХАРАКТЕРИС ТИК НА ЧАСОВОЙ РАСХОД ТОПЛИВА
Влияние реального сост ояния атмосферы на часовой расход топлива можно выразить формулой:
С ч =С ч.ст
Р Рст
Т Тст
, (3.13)
где: С ч и С ч.ст – факт ический и стандарт ный часовой расход топлива;
Р и Рст -факт ическое и стандартное давление;
Т и Тст -фактическая и стандарт ная температура.
Т
С ч =С ч.ст
Т ст
. (3.14)
Анализ формул (3.13) и (3.14) показывает, что при понижении давления и температ уры часовой расход топлива уменьшается. При полетах на малых высот ах, где температ ура и давление возрастают, расход топлива значительно увеличивается.
В том случае, если надо определить количество т оплива, необходимое для выполнения полета
на определенную дальность, учитывают километ ровый расход топлива ( С к ), который связан с часовым расход ом топлива соотнош ением:
Ск =Сч
V
(3.15)
Километ ровый расход т оплива б уд ет наименьшим на пред ельно допуст имой высоте полет а. Но выбор режима полета зависит не т олько от таких факт оров, как температура и давление, но и от целого ряда других: скорост и и направления ветра, наличия гроз, болтанки, обледенения и др.
poznayka.org
Cтраница 3
Следовательно, суммарное сопротивление установки ( 64 40104 % от максимума) значительно превысит располагаемую тягу. [31]
Установившийся разворот нельзя выполнить с перегрузкой пу большей той, при которой лобовое сопротивление равно располагаемой тяге. Эта перегрузка, как известно из гл. [32]
Вблизи потолка нижней границей диапазона скоростей становится не Vminflon, а минимальная скорость, определяемая располагаемой тягой. В наших примерах у дозвукового самолета это наблюдается выше 16 км, а у сверхзвукового - выше 14 км. [34]
Метод тяг ( метод мощностей) Н. Е. Жуковского состоит в определении летных характеристик самолета с помощью кривых располагаемой тяги ( мощности) двигателя и лобового сопротивления или потребной мощности. На рис. 4.20 и 4.21 показано, как применять этот метод. Так, например, точки пересечения кривых определяют максимальную скорость. Построение кривых тяг или мощностей для ряда высот позволяет найти изменение максимальной скорости с высотой. [36]
Иначе говоря, располагаемая тяга строя в данном примере должна быть на 6 7 % меньше располагаемой тяги одиночного самолета. [37]
Следовательно, суммарное сопротивление установки ( 64 - J - - j - 40104 % от максимума) значительно превысит располагаемую тягу. Наличие подобного засорени-я можно обнаружить, доводя температуру воды в котле до максимальной расчетной величины; при зиачительном засорении поднять температуру воды до этой величины не удается, несмотря на увеличение расхода топлива. Последнее приведет только к выбиванию газов из боровов и котлов в помещение котельной. [39]
Тяга, которую может развивать двигательная установка самолета на данной высоте при данной скорости и наибольшем допустимом режиме двигателей, называется располагаемой тягой. [41]
Во всех дальнейших рассуждениях предполагается, что в процессе динамического подъема и полета на динамических высотах двигатель работает на том же режиме располагаемой тяги ( максимальном или форсажном), который используется для установившегося полета на статическом потолке. [42]
Если имеется кривая располагаемой тяги одиночного самолета, то, уменьшив все ее ординаты на соответствующие величины Ррез, мы получим кривую располагаемой тяги строя. [43]
Такие характеристики весьма наглядны, так как они показывают, каким образом в полете производится согласование потребных тяг ( мощностей) самолета и располагаемых тяг ( мощностей) двигателя. [44]
На больших высотах сильно уменьшается располагаемая тяга, а с ней и лУпрея - При сверхзвуковых скоростях аэродинамическое качество невелико, но зато велика располагаемая тяга, поэтому лупред оказывается зачастую не меньше, чем при дозвуковых скоростях. С уменьшением веса самолета Уп ед увеличивается. [45]
Страницы: 1 2 3 4
www.ngpedia.ru
Располагаемая тяга двигателя может измениться по ряду причин она повышается при использовании максимального или форсажного режима вместо номинального, при включении ракетных ускорителей понижается при полете в строю (за счет резервирования части тяги), при неправильной настройке системы регулирования двигателя. Возможны и другие причины, в том числе изменение температуры окружающего воздуха. [c.174]
РАСПОЛАГАЕМАЯ ТЯГА — наибольшая тяга двигателя на данной высоте и скорости полета. [c.226]
Увеличение ускорения достигается главным образом вследствие увеличения тяги двигателя. Включение форсажа, как известно, приводит к резкому повышению расхода топлива и, следовательно, к снижению дальности полета и располагаемого запаса времени для боя. [c.330]
Время действия и тяга двигателя. Во время разработки жидкостного ракетного двигателя время его действия может быть легко изменено в случае необходимости изменением длины топливных баков для твердотопливных двигателей это изменение ограничено располагаемой величиной скорости горения и фиксированной геометрией заряда. С другой стороны, очень трудно изменить номинальный уровень тяги жидкостного двигателя, что может быть легко сделано в определенных пределах для твердотопливного двигателя изменением длины двигателя. [c.496]
По исходным данным и результатам задачи 11.34 определить скорость истечения газов в атмосферу (при полном использовании располагаемого перепада давлений), а также тягу и полетный к. п. д. двигателя, если диаметр входного сечения диффузора D — 200 мм, расход и теплотворная способность топлива /Пт = 920 кг/Ч и Q = = 42 ООО кДж/кг, атмосферное давление = 0,08 МПа. [c.138]
Рабочая решетка 181 Рабочее тело 8 Рабочий цикл две 225 Равновесный процесс 12 Ракетный двигатель 259 Располагаемая работа 44 Реактивная тяга 256 Регенеративный отбор 201 [c.423]
Метод тяг (метод мощностей) Н. Е. Жуковского состоит в определении летных характеристик самолета с помощью кривых располагаемой тяги (мощности) двигателя и лобового сопротивления или потребной мощности. На рис, 4.20 и 4.21 показано, как применять этот метод. Так, например, точки пересечения кривых определяют максимальную скорость. Построение кривых тяг или мощностей для ряда высот позволяет найти изменение максимальной скорости с высотой. [c.158]
Тяга, которую может развивать двигательная установка самолета на данной высоте при данной скорости и наибольшем допустимом режиме двигателей, называется располагаемой тягой. [c.106]
Влияние высоты на располагаемую тягу конкретного двигателя при различных скоростях может быть изображено серией кривых располагаемой тяги (рис. 4.05). Для того же конкретного двигателя на рис. 4.06 показана зависимость удельного расхода от скорости на различных высотах. Падение удельного расхода с увеличением высоты до 11 км объясняется исключительно влиянием понижения температуры, поскольку от давления воздуха величина Ср не зависит. Выше И км удельный расход при неизменных оборотах одинаков на всех высотах. [c.110]
В строю каждый самолет должен занимать заданное положение относительно ведущего самолета, определяемое интервалом, дистанцией и превышением (принижением). Но в полете эти величины не остаются постоянными, и самолет ведомого непрерывно колеблется относительно самолета ведущего, причем для сохранения дистанции необходимо периодически изменять тягу. Следовательно, тяга самолета ведомого должна временами превышать тягу самолета ведущего, которую мы считаем неменяющейся. Но это было бы невозможно, если бы двигатель самолета ведущего работал на максимальном режиме, допустимом в одиночном полете. Значит, наибольшая тяга самолета ведущего, при которой ведомые могут сохранять заданные места в строю (назовем ее располагаемой тягой строя) должна быть меньше располагаемой тяги одиночного самолета, т. е. ведомый должен иметь некоторый резерв тяги. Если ведущий нарушит это правило, строй распадется. [c.113]
На работу двигателя изменение веса не влияет, значит, кривая располагаемой тяги не изменится. Как видно из рис. 6,14, уменьшение веса на неизменной высоте увеличивает диапазон скоростей за счет уменьшения минимальной и увеличения (хотя и небольшого) максимальной скоростей. Если изменение веса происходит за счет наружных подвесок, максимальная скорость изменяется значительно сильнее. [c.159]
Ответ на первый вопрос дает универсальная сетка энергетических высот (рис. 5.10). Для ответа на второй вопрос необходимо иметь конкретные сведения о данном самолете. Как известно, величина Пх самолета при данном полетном весе и данном режиме работы двигателя зависит от скорости и высоты полета и величины перегрузки Пу. Можно принять, что в процессе подъема — разгона Пу 1. Тогда, имея кривые располагаемой и потребной тяг для горизонтального полета на различных высотах, можно по формуле (5.06) рассчитать [c.198]
Во всех дальнейших рассуждениях предполагается, что в процессе динамического подъема и полета на динамических высотах двигатель работает на том же режиме располагаемой тяги (максимальном или форсажном), который используется для установившегося полета на статическом потолке. [c.215]
Вместе с тем регулятор по сигналу системы управления может изменять свою настройку и тем самым изменять заданное соотношение компонентов АГ г.г. зад- Изменение АГ г.г. зад приводит к изменению термодинамических параметров генераторного газа, главным образом, произведения (КТ)у. г в соответствии с которым будет изменяться располагаемая мощность турбины и далее последовательно будут изменяться давление подачи компонентов в камеру двигателя, давление в камере сгорания и тяга. [c.53]
Пусть мы располагаем двигателем, дающим определенную постоянную тягу и способным работать в течение определенного промежутка времени, длительность которого при достаточном наличии топлива зависит от количества располагаемого охлаждающего вещества. [c.153]
Баллистическая эффективность ракетного двигателя определяется степенью полезного использования заданного (располагаемого) суммарного разгонного импульса тяги 1 , т.е. непосредственно на разгон полезной нагрузки. [c.418]
Все располагаемые объемы фюзеляжа были отданы под баки, в которых размещалось топливо ЖРД. Компонентами топлива истребителя Ме-163 служили смесь метилового спирта, гидразина и воды (горючее) и перекись водорода (окислитель). Произошло несколько аварий Ме-163 по причине вступления в контакт компонентов ракетного топлива вне камеры сгорания двигателя ( Вальтер Н 509 С-1, тяга 20 кН). Иногда двигатель взрывался даже просто от грубой посадки. [c.73]
Результаты испытаний, однако, показывают, что уменьшение 8к приводит к увеличению потерь за счет теплообмена со стенками, а кроме того, возрастают потери давления в охлаждающем контуре. Диаметр камер-ы сгорания можно также выбирать по располагаемому поперечному сечению двигателя, хотя в современных двигателях с большой тягой диаметр выходного сечения сопла больше диаметра камеры сгорания. Следует заметить в заключение, что выбор 8к равнозначен заданию определенной величины скорости потока, отнесенной к единице площади поперечного сечения [c.403]
Набор высоты вертолета с высотным двигателем сопровождается увеличением его располагаемой мощности. Благодаря этому максимальная тяга несущего винта до расчетной высоты двигателя также возрастает. Это в свою очередь дает некоторое увеличение вертикальной скорости при наборе от земли до расчетной высоты (рис. 99). [c.99]
Простейшая задача состоит в определении энергетических характеристик двигателя из условия обеспечения заданного режима скорости полета V t), В результате решения этой задачи получаем количество топлива стартовой ступени из условия вывода летательного аппарата на заданную скорость и характеристики маршевой ступени (количество топлива и программа расхода) из условия уравновешивания потребных и располагаемых тяг. [c.272]
Преобразование располагаемой энергии газа с большим КПД можно получить в турбовинтовых двигателях (ТВД) (рнс. 5.31), в которых основная тяга создается воздушным винто.м /, приводимым во вращение с помощью газовой турбины. Воздушный [c.156]
Величина максимальной скорости определяется с помощью кривых Н. Е. Жуковского — кривых зависимостей от скорости лобового сопротивления и тяги двигателя (метод тяг) или потребной мощности и располагаемой мош,ности двигателя (метод мощностей) (рис. 4.20 и 4.21). Точка пересечения этих кривых и определяет Кманс- У ряда самолетов полет с Кмакс не реализуется из-за ограничений, Накладываемых на скорость полета. [c.159]
Наиболее распространенным способом форсирования ТРД является дожигание топлива в форсажной камере за турбиной. Такой форсаж, увеличивая тягу двигателя на 30—50%, одновременно повышает в два с лишним раза часовой расход топлива и, как правило, значительно увеличивает километровый расход. Например, у одного из дозвуковых истребителей включение форсажа на режиме максимальной скорости на высоте 10 000 м повышает километровый расход в 1,95 раза. Вместе с тем форсирование может оказаться выгодным в отношении не только затраты времени, но и расхода топлива при наборе высоты и разгоне на больших высотах. В этих случаях рост часового (или минутного) расхода с избытком компенсируется значительным сокращением затраты времени. Взять, к примеру, подъем или разгон на высоте 15 км при М=, Ь (рис. 9.05). Здесь избыточная тяга Рр — Q = 850 кг. Если включить форсаж, повышающий располагаемую тягу на 50 7о, т. е. на 1675 кг, то избыточная тяга станет равной 2525 кг — возрастет приблизительно в три раза. Во столько же раз сократится затрата времени на подъем или разгон, а минутный расход увеличится в два с небольшим раза. В итоге расход топлива на разгон или подъем в данном примере уменьшится приблизительно в полтора раза. В некоторых случаях, например при перехвате на больших высотах, без применения форсажа может не хватить топлива для выполнения задания из-за увеличения времени на набор высоты и догон противника. [c.243]
Для того чтобы Харриер был способен BbHiojniHib вертикальный взлс с небольших площадок, ею взлетная. масса должна быть меньше тяги двигателей. Это накладывает жеслкис ограничения на дальность полета (из-за располагаемого запаса топлива) и массу боевой nai рузки. При выполнении взлета с разбегом ( Си Харриер ) самолет способен нести большую боевую нагрузку. [c.226]
Располагаемая тяга ракетного двягателя, ЖРД, двигателя твердого топлива определяется по формуле [c.48]
Силовые установки с агрегатами усиления тяги имеют единый двигатель для горизонтального полета и совершения вертикального взлета и посадки, но на взлете и посадке используется агрегат усиления тяги (см. рис. 9). Агрегат усиления тяги может быть выполнен в виде выносного турбовентилятора или газового эжектора, обычно располагаемых в крыле самолета. Достоинствами такой силовой установки являются высокая экономичность на режимах взлета и посадки, малая скорость истечения реактивной струи и возможность применения серийных или модифицированных ТРД и ДТРД в качестве газогенераторов, причем тяга ТВА в 2,5—3 раза превышает тягу газогенератора. Однако такие силовые установки имеют большие размеры и массу, что затрудняет их размещение на самолете, особенно в крыле. Кроме того, истечение больших расходов воздуха с малыми скоростями затрудняет разгон самолета до скоростей, на которых аэродинахмические силы становятся достаточными для управления летательным аппаратом. Наконец, агрегат усиления тяги, так же как и подъемный двигатель, является дополнительным грузом для самолета на всех режимах полета, кроме взлета и посадки. Следует также отметить, что достижение высокой газодинамической эффективности турбовентилятора является очень сложной научно-технической задачей. [c.190]
Для расчета располагаемой тяги строя величину резерва тяги можно найти с помощью летных испытаний. В ходе их определяется наибольший режим работы двигателя на самолете ведущего, при котором ведомые еще могут сохранять свое место в строю. Для ТРД, у которого тяга изменяется за счет изменения числа оборотов, указанному режиму соответствуют определенные обороты. Пусть эти обороты меньше максимальных на величину През. Тогда можно воспользоваться приближенным правилом изменение числа оборотов ТРД на 1% изменяет тягу на 4%, т. е. [c.114]
Управление проекцией тяги осуществляется за счет поворота вектора тяги (сопла или всего двигателя) вокруг оси, не совпадающей с направлением тяги. При первом взгляде управление проекцией тяги кажется наиболее эффективным по глубине регулирования (возможны даже обнуление тяги и ее реверс), простым и надежным (управление не связано с воздействием на внутрикамерные процессы) и универсальным (управление как величиной, так и направлением результир)тощего вектора тяги может осуществляться одними и теми же исполнительными устройствами) способом оперативного управления. Более внимательное его рассмотрение поясняет причины существенного ограничения областей эффективного применения этого способа. Главным ограничивающим фактором широкого использования способа зшравления проекцией тяги является непроизводительный расход топлива на режимах пониженной тяги. Поэтому о рациональном применении этого способа можно говорить только в том случае, когда требуемая циклограмма работы предусматривает отношение полного располагаемого суммарного импульса тяги к фактически требуемому, близкое к единице (т.е. относительное время работы на режимах пониженной тяги должно быть мало). Проиллюстрируем это следующими рассуждениями. [c.225]
mash-xxl.info
Перегрузкой называется отношение равнодействующей всех сил (кроме веса), действующих на самолет, к весу самолета.
В связанной системе координат определены перегрузки:
nх- продольная перегрузка; nу- нормальная перегрузка; nz - боковая перегрузка.
Полная перегрузка определяется по формуле
(11.2)
Продольная перегрузка nх возникает при изменении тяги двигателя и лобового сопротивления.
Если тяга двигателя больше лобового сопротивления, то перегрузка положительная. Если же величина лобового сопротивления больше силы тяги двигателя, то перегрузка отрицательная.
Продольная перегрузка определяется по формуле
(11.3)
Боковая перегрузка nz возникает при полете самолета со скольжением. Но по величине боковая аэродинамическая сила Z очень мала. Поэтому в расчетах боковую перегрузку принимают равной нулю. Боковая перегрузка определяется по формуле
(11.4)
Выполнение фигур пилотажа в основном сопровождается возникновением больших нормальных перегрузок.
Нормальной перегрузкой nу называется отношение подъемной силы к весу самолета и определяется по формуле
(11.5)
Нормальная перегрузка, как видно из формулы (11.5), создается подъемной силой. В горизонтальном полете при спокойной атмосфере подъемная сила равна весу самолета, следовательно, перегрузка будет равна единице:
откуда
Рис. 6 Действие центробежной силы инерции на летчика а - при резком увеличении угла атаки, б - при резком уменьшении угла атаки
В криволинейном полете, когда подъемная сила становится больше веса самолета, перегрузка будет больше единицы.
При движении самолета по криволинейной траектории центростремительной силой является, как уже говорилось, подъемная сила, т. е. давление воздуха на крылья. При этом величине центростремительной силы всегда сопутствует равная, но противоположная по направлению центробежная сила инерции, которая выражается силой давления крыльев на воздух. Причем центробежная сила действует подобно весу (массе), а так как она всегда равна центростремительной силе, то при увеличении последней возрастает во столько же раз. Таким образом, аэродинамическая перегрузка подобна увеличению веса самолета (летчика).
При появлении перегрузки летчику кажется, что его тело стало тяжелее.
Нормальная перегрузка делится на положительную и отрицательную. Когда перегрузка прижимает летчика к сиденью, то эта перегрузкаположительная, если же отделяет его от сиденья и удерживает на привязных ремнях -отрицательная(Рис. 6).
В первом случае кровь будет отливать от головы к ногам, во втором случае - приливать к голове.
Как уже говорилось, увеличение подъемной силы в криволинейном движении равносильно увеличению веса самолета на ту же величину, тогда
(11.6)
откуда
(11.7)
где nур - располагаемая перегрузка.
Из формулы (11.7) видно, что величина располагаемой перегрузки определяется запасом коэффициентов подъемной силы (запасов углов атаки) от потребного для горизонтального полета до его безопасного значения (СуТР или СуКР).
Максимально возможная нормальная перегрузка может быть получена тогда, когда в полете на данной скорости и высоте полета будут полностью использованы возможности самолета по созданию подъемной силы. Эту перегрузку можно получить в том случае, когда самолет резко (без заметного уменьшения скорости полета) выводится на Су=Су макс:
(11.8)
Однако до такой перегрузки нежелательно доводить самолет, так как произойдет потеря устойчивости и срыв в штопор или штопорное вращение. По этой причине не рекомендуется на больших скоростях полета, особенно при выходе из пикирования, отклонять резко ручку управления на себя. Поэтому максимально возможную или располагаемую перегрузку принимают меньшей по величине, чтобы предупредить выход самолета на режим тряски. Формула определения этой перегрузки имеет вид
(11.9)
Для самолетов Як-52 и Як-55 графические зависимости располагаемых перегрузок от скорости полета показаны на Рис. 7, Рис. 8. При выполнении полетов на самолетах Як-52 и Як-55 располагаемая нормальная перегрузка в основном ограничена по прочностным характеристикам самолета.
Максимально допустимая эксплуатационная перегрузка для самолета Як-52:
с колесным шасси:
положительная +7;
отрицательная -5;
с лыжным шасси:
положительная +5;
отрицательная -3.
Максимально допустимая эксплуатационная перегрузка для самолета Як-55:
в тренировочном варианте:
положительная +9;
отрицательная -6;
в перегоночном варианте:
положительная +5;
отрицательная -3.
| 
|
| Рис. 7 Располагаемые перегрузки самолета Як-52 при Н=1000 м | Рис. 8 Располагаемые перегрузки самолета Як-55 при Н=1000 м |
Превышение в полете этих перегрузок запрещается, так как могут появиться остаточные деформации в конструкции самолета.
При выполнении установившихся криволинейных маневров перегрузка зависит от запаса тяги силовой установки. Запас тяги определяется из условия сохранения заданной скорости в течение всего маневра.
Предельной перегрузкой по располагаемой тягеnуПРЕД называется наибольшая перегрузка, при которой тяга силовой установки еще уравновешивает лобовое сопротивление. Она определяется по формуле
(11.10)
Предельная по располагаемой тяге перегрузка зависит от скорости и высоты полета, так как вышеуказанные факторы влияют на располагаемую тягу Рр и от скорости аэродинамическое качество К. Для расчета зависимости nуПРЕД V необходимо иметь кривые Рр (V)для различных высот и сетку поляр.
Для каждого значения скорости с кривой Рр (V) снимают значения располагаемой тяги, определяют 
с поляры для соответствующей скорости V снимают величину коэффициента Су и рассчитывают по формуле (11.10).
При маневрировании в горизонтальной плоскости с перегрузкой меньше располагаемой, но более предельной по тяге самолет будет терять скорость или высоту полета.
poznayka.org
Взлет самолета возможен лишь при определенном преобладание подъемной силы над силой тяжести. Равновесие подъёмной силы и силы тяжести наступает уже при минимальной скорости отрыва самолёта при взлете. Но взлет при такой скорости опасен, т.к. может наступить потеря устойчивости и управляемости. Для обеспечения безопасности скорость отрыва самолета устанавливается больше минимальной. . При повышение температуры воздуха увеличивается скорость отрыва самолета, а рост атмосферного давления – к уменьшению. Изменение скорости отрыва влечет за собой изменение длины разбега и взлетной дистанции. . Данное выражение показывает, что изменение плотности воздуха на аэродроме сказывается на дине разбега. Посадка самолетов также связана с влиянием на нее атмосферных условий. Температура и давление воздуха сказываются на посадочной скорости, длине пробега и посадочной дистанции самолета.. Чем выше температура воздуха и меньше атмосферное давление, тем больше посадочная скорость. Изменение длины пробега по сравнению со стандартной выражается:
При движение ВС в атмосфере возникает аэродинамическая сила. Полная аэродинамическая сила R, действующая на ВС, представляет собой результирующую всех местных сил давления и трения. Аэродинамическая сила прямо пропорциональна плотности воздуха, чем больше плотность воздуха, тем при прочих равных условиях больше подъемная аэродинамическая сила. Установившиеся горизонтальное движение самолета характеризуется тем, что силы и моменты, действующие на самолет, должны уравновешиваться. В горизонтальном полете на самолет действует лобовое сопротивление Х, подъемная сила У, тяга Р и сила тяжести G. Скоростной напор – представляет собой кинетическую энергию единицы объема воздуха. Чем больше плотность воздуха, тем больше масса единицы объема воздуха, больше создаваемая его кинетическая энергия, больше скоростной напор. Лобовое сопротивление и подъемная сила прямо пропорциональны плотности воздуха. Y=G. . Потребная воздушная скорость горизонтального установившегося полета обратно пропорционально корню квадратному из плотности воздуха. Т.к. плотность воздуха с высотой уменьшается, потребная скорость при прочих условиях возрастает. При полете на постоянной высоте скорость изменяется в зависимости от распределения температуры и давления на уровне полета.. Из данного выражения видно, что чем выше температура воздуха и ниже атмосферное давление, тем больше должна быть потребная воздушная скорость горизонтального полета.
Атмосферное условие существенно влияет на тягу двигателей. Прежде всего они сказываются на располагаемой тяге. Располагаемая тяга турбореактивного двигателя (ТРД) – наибольшая тяга, которую может развивать двигатель на данной высоте при допустимом режиме работы. Повышение температуры приводит к ухудшению показателей ТРД. Уменьшение температуры воздуха приводит к уменьшению скорости истечения струи газов из двигателя. Поэтому тяга двигателя уменьшается. Приближенно располагаемая тяга двигателя: . Если частота вращения вала двигателя во время полета остается неизменной, то изменение с высотой тяги ТРД выражается:. Ввиду того что относительная плотностьс высотой убывает, а сомножительрастет, но медленно по сравнению с убылью, тяга ТРД с высотой уменьшается. В нижней части стратосферы (с 11 км) по стандартной атмосфере температура остается постоянной, поэтому тяга в данных условиях уменьшается с высотой интенсивнее, чем в тропосфере. В реальной атмосфере тяга с высотой изменяется в зависимости от характера распределения температуры. Когда температура с высотой палает медленно и, следовательно, быстро уменьшается плотность воздуха, тяга уменьшается быстрее по сравнению с распределением температуры обратного характера. Существенные колебания тяги возможны при пересечении тропопаузы и атмосферных франтов, на которых резко изменяется температура воздуха.
studfiles.net
Cтраница 2
Таким образом, в пределах стратосферы располагаемая тяга ТРД изменяется с высотой пропорционально давлению воздуха, а удельный расход остается постоянным. [16]
Для этого следует, во-первых, использовать располагаемую тягу ( полный газ) и, во-вторых, подобрать соответствующую скорость по траектории. [18]
По графику на рис. 5 устанавливаем, какова располагаемая тяга. [20]
Чтобы подниматься возможно круче, нужно использовать всю располагаемую тягу. [21]
С увеличением высоты ускорение разгона уменьшается в связи с уменьшением располагаемой тяги. Исключение из этого правила наблюдается у сверхзвуковых самолетов в тропосфере при скоростях, близких к максимальным, где лобовое сопротивление с увеличением высоты падает сильнее, чем располагаемая тяга. Например, по графику на рис. 6.06 видно, что при скоростях более 1400 км / час наибольшие избыточные тяги получаются на высоте 11 км. На большой высоте для разгона сверхзвукового самолета требуется значительная затрата времени и пространства. Это видно из примера, решенного в предыдущем параграфе. [23]
На работу двигателя изменение веса не влияет, значит, кривая располагаемой тяги не изменится. Как видно из рис. 6.14, уменьшение веса на неизменной высоте увеличивает диапазон скоростей за счет уменьшения минимальной и увеличения ( хотя и небольшого) максимальной скоростей. Если изменение веса происходит за счет наружных подвесок, максимальная скорость изменяется значительно сильнее. [25]
Известно, что вертикальная скорость зависит от скорости по траектории, располагаемой тяги, лобового сопротивления и веса самолета. [26]
Характер разгона самолета в большой степени зависит от изменения в процессе разгона располагаемой тяги и лобового сопротивления. [27]
Кривая, показывающая зависимость располагаемой тяги от скорости полета, называется кривой располагаемой тяги. [28]
Следовательно, суммарное сопротивление установки ( 64 40104 % от максимума) значительно превысит располагаемую тягу. Наличие подобного засорения можно обнаружить, доводя температуру воды в котле до максимальной расчетной величины; при наличии значительного засорения поднять температуру воды до этой величины не удается, несмотря на увеличение расхода топлива. Последнее приведет только к выбиванию газов из боровов и котлов в помещение котельной. [29]
Страницы: 1 2 3 4
www.ngpedia.ru
