ОПРЕДЕЛЕНИЕ ПОТОЛКА САМОЛЕТА ПО СЕТКЕ ОБОБЩЕННЫХ. ХАРАКТЕРИСТИК ГОРИЗОНТАЛЬНОГО ПОЛЕТА

Воспользуемся сеткой характеристик горизонтального полета (фиг. 11.2 или 11.3) для определения потолка самолета. Если при выполнении горизонтальных площадок на каждой высоте, для которой определяются кривые указанной сетки, проходить весь диапазон скоростей полета от Кшах до Vmin, то кривые будут иметь вид, представленный на фиг. И. 17 или 11. 18.

При заданном GnP или Нр по мере понижения скорости гори­зонтального полета потребные обороты вначале уменьшаются, чему соответствует повышение приведенной температуры Гпр“

= дС тех ПОр, пока не будет достигнут режим полета

на минимальных потребных оборотах. На одной из кривых фиг. 11. 17 и И. 18 этот режим обозначен буквой А. При даль­нейшем уменьшении скорости горизонтального полета потребные обороты начинают возрастать, а следовательно, начинает умень­шаться приведенная температура ГПР.

17*

Если при заданном GnP полет происходит при температуре на­ружного воздуха Гф, равной приведенной температуре в точ­ке А, то горизонтальный полет возможен только на одном ре-

Ж

координатах Vі и —-—

V‘h

жиме, соответствующем точке А, при числе оборотов двигателя, равных Яном (ср. § 1). Горизонтальный полет на больших или меньших скоростях, чем скорость, соответствующая точке А,

невозможен, так как в этом случае потребные обороты должны быть выше номинальных (максималь­ных). Следовательно, точка А ха­рактеризует режим полета на тео­ретическом потолке для заданного приведенного веса Gnp при фактиче­ской температуре наружного возду — ^ ха Гф, равной приведенной темпера­туре в точке А.

На фиг. 11. 17 через точки А ре­жимов потолка для разных GnP про­ведена пунктирная кривая. Поль­зуясь этой кривой, можно построить кривую, представляющую зависи­мость Gnp от Гпр для режимов полета на потолке (фиг. 11. 19). При нали­чии такой кривой легко найти зави­симость теоретического потолка са­молета от его полетного веса для любых температурных условий и для любых оборотов двигателя, в част­ности для стандартных условий и максимальных оборотов. Для этого, задавшись высотой полета Яст и зная для этой высоты Гот и /?ст, находим по фиг. 11. 19 значение GnP, соответствующее при­веденной температуре Гпр = Гст. Далее находим полетный вес
самолета G, для которого выбранная высота является высотой теоретического потолка по формуле

Рст

Ро

Проделав аналогичный расчет для ряда высот, найдем кривую, представляющую зависимость теоретического потолка самолета от его полетного веса [кривая G=f1(H) на фиг. 11.20].

По кривой фиг. 11.19 можно определить зависимость по­толка самолета от его веса не только для полета при номи­нальных оборотах двигателя пном, но и при любых произволь­ных оборотах л, учитывая, что Tnp==Tff(^^ .

Для высот выше 11 км стандартная температура воздуха по­стоянна (ГсTheorist). Следовательно, для всех высот, располо­женных в стратосфере, приведенный вес GIW для режимов потол­ка при п=пн<„4 постоянен; на фиг. 11.19 этот постоянный для статосферы приведенный вес обозначен через Gw. cbu. Отсюда сле­дует, что для высот выше 11 км

С72 —= —= (0—) =Опр. стр= const,

Рст2 Рст1 Рст / стр

Рст2 _ G2

Рст G

т. е. атмосферное давление, соответствующее высоте потолка, пропорционально полетному весу самолета. Следовательно, если из испытаний известен теоретический потолок для какого-нибудь веса самолета, то по приведенной формуле легко определить потолок для другого по­летного веса.

Рассмотрим теперь, насколько изменяется потолок самолета с ТРД при изменении полетного веса. Воспользовавшись форму­лой (11.37) и уравнениями стандартной атмосферы для страто­сферы (см. гл. I, § 3), получим

Взяв логарифмические дифференциалы, получим

или, перейдя к конечным приращениям

ЪН— —6318 —;

G

следовательно, увеличение полетного веса само­лета с ТРД на Г% приводит к уменьшению тео­ретического потолка на ~63 м.

Пользуясь пунктирной кривой фиг. 11.17, можно одновре­менно с кривой, представляющей зависимость Gnp от Гпр для ре­жимов полета на потолке, построить кривую, дающую зависи­мость числа М от ГПр для тех же режимов. Вид этой кривой по­казан на фиг. 11. 19. Одновременно с определением зависимости теоретического потолка самолета от его полетного веса для но­минальных оборотов двигателя при стандартных условиях целе­сообразно, пользуясь кривой М=/(ГПР) для режимов полета на потолке, найти соответствующие числа М, по которым легко опре­делить и индикаторные скорости для режимов полета на потолке по формуле Vi = 44,4 j/ рСт М; соответствующие кривые, представ­ляющие зависимость числа М и индикаторной скорости Vi для режимов полета на потолке от теоретического потолка самолета, приведены на фиг. 11.20. Отметим попутно, что при стандартной температуре в стратосфере M^const.

Режимы полета на потолке соответствуют полету на наивыгоднейшем угле атаки. Этому углу атаки соответствует значение су = У Сдго^эф в случае отсутствия волнового сопро­тивления (см. гл. VIII) и несколько большее значение с при наличии волнового сопротивления.