Если кривая потребной тяги при увеличении круто поднимается, то изменения числа, обусловленные отклонением температуры от стандартной, получатся небольшими и определяющим будет изменение скорости звука а при изменении температуры: максимальная скорость летом может получиться большей, а зимой — меньшей, чем в стандартных условиях. Если влияние сжимаемости воздуха на поляру невелико и при увеличении в области кривая потребной тяги проходит полого, то определяющим может оказаться изменение числа М: максимальная скорость летом может получиться меньшей, а зимой — большей, чем в стандартных, условиях. Методы аэродинамического расчета, которые мы рассматривали до сих пор, относятся к числу так называемых «точных» методов расчета. Для выполнения аэродинамического расчета по таким точным методам требуется затратить сравнительно большое время; кроме того, для проведения расчета необходимо располагать детальными сведениями по аэродинамическим характеристикам самолета и характеристикам стоящего на самолете движителя.
|
Как уже было упомянуто, в разное время года и в различных географических условиях параметры атмосферы получаются различными. Одному и тому же давлению воздуха в разных условиях могут соответствовать различные температуры. При этом в общем случае получатся различные потребные тяги и различные располагаемые тяги движителей; следовательно, при испытаниях одного и того же самолета с одним и тем же весом и при одном и том же барометрическом давлении, но при разных температурах воздуха летные характеристики самолета получатся различными. Ограничимся рассмотрением вопроса о влиянии параметров атмосферы на величину максимальной скорости самолета с ТРД. Оценить величину изменения максимальной скорости самолета при отклонении температуры наружного воздуха от стандартной можно весьма просто с помощью метода оборотов. В основу расчета положим следующие соображения. При известном барометрическом давлении воздуха р сила тяги зависит от числа и от коэффициента лобового сопротивления самолета. Но коэффициент может быть определен по поляре самолета в зависимости от числа и от значения коэффициента подъемной силы.
В дальнейшем будем считать, что характеристики двигателя перестроены в виде зависимости. Возьмем какую-либо высоту полета и зададимся для этой высоты рядом значений. По уравнению для каждого числа вычислим соответствующее значение коэффициента по поляре самолета для найденных значений и найдем соответствующее значение. Теперь по уравнению для случая горизонтального полета можно определить соответствующую взятому числу приведенную силу тяги, потребную для горизонтального полета. Повторяя подобные вычисления, получим для каждой высоты полета кривые зависимости потребных для горизонтального полета приведенных чисел оборотов от числа полета. Максимально возможное число горизонтального полета на какой-либо высоте получится тогда, когда потребное число оборотов будет равно тому наибольшему числу оборотов, которое способен развивать двигатель (например, номинальному числу оборотов, максимальному числу оборотов при форсаже двигателя и т. д.). Определение потолка самолета при помощи метода оборотов также )существляется весьма просто; на режиме потолка минимальное потребное шсло оборотов горизонтального полета должно равняться допустимому асполагаемому числу оборотов двигателя. Следовательно, потолком са-юлета будет та высота полета, для которой горизонтальная прямая.
|
Подобно тому, как в методе тяг или в методе мощностей в основу расчета положено сопоставление силы тяги или мощности, которую способен развивать установленный на самолете двигатель, с силой тяги или мощностью, потребной для заданных условий полета, в основу метода оборотов положено сопоставление потребного для заданных условий числа оборотов с тем числом оборотов, которое способен развивать при этих условиях двигатель. Метод оборотов был впервые предложен и разработан в 1931 г. проф. В. С. Пышновым и С. Г. Козловым применительно к распространенным в то время невысотным поршневым двигателям с винтами фиксированного в полете шага. В дальнейшем при появлении винтов изменяемого в полете шага, в основу принципа действия которых положено поддержание в полете постоянного числа оборотов, этот метод, оказался неприменимым. В самое последнее время проф.
Область, расположенная ниже кривой потребной мощности и правее вертикальной касательной, соответствует различным режимам снижения самолета. Так, например, ось абсцисс диаграммы, соответствует снижению с нулевой силой тяги; область между осью абсцисс и кривой потребной мощности показывает режимы снижения с положительной тягой; область ниже оси абсцисс соответствует режимам снижения с отрицательной силой тяги. При оценке различных режимов снижения самолета следует иметь в виду одно из основных допущений, положенных в основу метода мощностей, — допущение о малом угле наклона траектории в к горизонту, так как в этом методе расчета полагают созвал. При больших скоростях полета со снижением под большими углами к горизонту применение метода мощностей приводит к заметным погрешностям.
|
|